进口拐角波系对超燃冲压发动机尾喷管的性能影响

为了探究进口拐角波系对超燃冲压发动机喷管的壁面压力分布作用机制,考虑进口拐角波系对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,开展不同拐角波及其强度对喷管气动参数影响的数值模拟分析。进行数值方法有效性和网格无关性验证,利用不同的前后台阶来形成进口拐角波系,研究了不同波系和波系强度对喷管气动性能的影响。结果表明,进口拐角波系造成的进口非均匀对喷管气动性能造成显著影响,其中推力系数在上下壁面存在后台阶时最大增加13.98%,升力在下壁面前台阶时提高94.32%,而俯仰力矩则在上壁面前台阶、下壁面后台阶时最多降低35.47%。当喷管进口存在单侧前台阶时,随台阶高度增加,升力与俯仰力矩的变化趋势一致;而喷管进口存在单侧后台阶时,结论相反。此外,壁面台阶对喷管性能的影响是相互独立的,且基本符合线性叠加原理。

并联TBCC排气系统稳态与模态转换实验研究

涡轮基组合循环排气系统在稳态工作与模态转换动态过程中性能参数和流场结构的变化规律会对高超声速飞行器总体性能产生巨大影响。为此开展了稳态与动态风洞模型实验研究,测量了喷管模型的流量、六分量力、壁面压力,并拍摄了典型的流场结构纹影照片。采用核密度估计的方法确定了稳态推力系数的测量结果;采用中值滤波结合平滑函数处理的方法获得了模态转换过程的推力系数和矢量角。稳态实验分别固定涡轮通道和冲压通道压比,调节另一通道压比,由于被调节的通道随压比增大从过膨胀逐渐转变为欠膨胀,所以推力系数呈先增大后减小的趋势;双通道喷流干扰产生的桶型激波撞击在涡轮通道上壁面上,改变了壁面压力分布。模态转换动态实验模拟了冲压发动机点火后双通道共同工作加速爬升的过程。在此期间推力系数逐渐减小,矢量角不断增大,且变化趋势与理论分析结果一致;双通道喷流干扰显著改变了冲压通道射流方向。无论是稳态实验还是动态实验,测力结果、测压结果、流场结构纹影照片以及理论分析结果都能互相印证,佐证了实验结果的准确性和可靠性。

双轴承旋转喷管型面设计及数值模拟研究

针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题,提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管,通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式,减少驱动结构,使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降,并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型,开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究,利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究,获得喷管的性能变化规律。结果表明,短距/垂直起降模态下,典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°,满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大,相同落压比条件下,长短轴比值越大,喷管的总推力系数越低,推力矢量角越大,并且推力矢量角最大差值达到41°。本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。

能源与动力类实验教学中存在的问题及改革措施——以南京航空航天大学《空天动力试验与测试技术》课程为例

结合近年来在能源与动力类专业实验教学实践经验,以空天动力试验与测试技术为背景,从实验室建设、师资力量配备以及实验室管理制度等方面对能源与动力类实验教学中存在的问题及弊端深入进行分析,并以问题为向导,从完善实验教学体系、创新实验教学方式和方法、健全实验教学师资队伍以及强化实验室管理体制改革等方面提出具体改革措施,以提高实验教学的针对性,促进学生创新、实践能力的培养。

航空发动机工程设计创新人才培养体系——以南京航空航天大学《航空发动机工程设计》课程为例

文章针对航空发动机工程设计创新人才的培养机制开展研究,建立以学生为主体、理论学习与工程实践并行的工程设计创新人才校企联合培养新模式。以国家需求为牵引,以工程应用为背景,以技术创新为目标,围绕“学生中心、产出导向、持续改进”的先进课程教学理念,培养理论基础扎实、工程经验丰富、树立“空天报国”志向的航空发动机工程设计创新人才。

航空发动机吞冰损伤一体化数值模拟平台搭建与验证

为了给航空发动机在进气条件下的吞冰损伤物理试验提供多方案快速优化的数值参考,建立了航空发动机叶片吞冰损伤快速分析的数值模拟方法和流程,并形成了1套软件系统。该系统通过研究发动机进气吞冰过程中冰体6自由度运动姿态和轨迹的流场快速模拟方法,建立了吞冰流场的数值仿真模型;通过冰体的本构模型及冰体撞击叶片损伤效应的系统研究,准确建立了叶片损伤模型;将吞冰流场计算和冰撞击过程计算进行了一体化耦合,形成了航空发动机叶片吞冰损伤的快速分析软件系统,建立了冰块运动姿态、冰块撞击叶片破碎过程及轨迹预测的一体化仿真流程。结果表明:数值计算方法能够有效预测冰块运动轨迹和撞击变形量,变形量误差不大于8%;该软件系统有效地解决了吞冰损伤复杂过程有限元模型的自动生成问题,极大地提高了分析效率,可有效节约试验成本、提高试验效率。

马赫数对侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场的影响的数值分析

用 N-S方程和 RNG k-ε紊流模型计算了 RBCC用侧压式高超音速进气道三维内流场 ,重点分析了马赫数对流场的影响。从出口截面上气流参数的均匀程度来看 ,Ma3 时比 Ma6时的更均匀 ;从压缩气流的主要部位来看 ,Ma6情况下在支板前肩点之后到喉部截面之前的这个等宽度收敛通道内 ,而 Ma3 时主要是在前肩点之前的收敛通道内 ;从对气流的压缩程度来看 ,Ma6比 Ma3 更大 ;从唇口激波的强度来看 ,Ma6比 Ma3 更强 ;从进气道的流量捕获率来看 ,Ma6比 Ma3 更高 ;高超音速进气道内靠近侧壁以及侧壁和顶板的角区附近是最有可能出现亚音速的区域。

冲击射流的研究概述

冲击射流是一种既有工程应用背景，又有理论研究价值的独特的流动现象．经过长期的研究和探索，人们对这种具有很强换热效果的流动的认识不断加深，研究方法也日趋精细，从简单的实验装置发展到先进的测量系统，从单纯的实验研究发展到实验与理论计算相结合，并且不断地将其应用于新的工业流动问题，所考虑的影响因素也日益增多．但是对这种流动现象还需作更进一步的研究，特别是在冲击射流的冲击区壁面附近，实验结果和理论计算还有一定的差距．本文对冲击射流的研究现状进行了综述．

不同狭缝厚度的零质量射流PIV实验研究

为了研究厚度对活塞型激励器产生的零质量射流流场的影响,利用粒子影像测速仪对h=1.5 mm,2mm和3.5 mm三种不同狭缝厚度的零质量射流流场进行了实验研究。采用相位锁定技术,在一个振动周期内捕捉了12个不同相位时刻的流场图片。实验发现,合成射流时间平均流场的横向速度剖面与二维常规射流相似,具有自模化特性;合成射流的质量通量、动量通量、中心线速度的峰值与狭缝厚度成正比。随着狭缝厚度增加,与质量通量和动量通量峰值相应的距出口的无量纲距离减小,而与中心线速度峰值相对应的无量纲距离增加。

冲击高度对半封闭紊流冲击射流流场影响的实验研究

采用热线风速仪给出了在半封闭、雷诺数为 2 30 0 0时四种不同的冲击高度下紊流冲击射流流场的详细的测量结果 ,并与文献结果作了比较 .表明壁面的“阻尼”影响主要集中在近壁面 0 .5 D以内 ,在径向上流动既有顺压梯度 ,又有逆压梯度 .小板间距时径向速度曲线下降得比大板间距时明显要快 ,且曲线的峰值也稍大 ;在 r/D≤1 .0的区间内 ,板间距为 2和 4时紊动能的数值大小和分布趋势与板间距为 6和 8时的不同 ,在其它位置紊动能的分布趋势基本一致 ,只是大板间距下的值较大 ;流动结构在z4和 z6之间发生了较大的变化 ,这种变化与势流核心区有关 ,在势流核心区的顶端以及下游的一段距离内紊流度都很高 .

超燃冲压发动机非对称喷管非设计状态性能计算

由非对称喷管的设计程序,以实际飞行马赫数6为设计条件,取不同的几何控制参数,获得一系列对应的喷管等熵型线。对其进行附面层修正后,在不同飞行工况下,用CFD软件分别对不同外型的喷管流场进行了计算,讨论了上下壁面进口处初始膨胀角之比F对非设计工况下喷管性能的影响。然后,对F=0的喷管型线截去约60%,用CFD软件计算了不同飞行工况下的流场,讨论了截短对非对称喷管非设计状态性能的影响。结果表明:F对非设计状态喷管性能影响显著;截短后喷管进出口冲量差减小,升力和俯仰力矩减小。

用非线性k-ε模型对狭缝冲击射流进行数值计算

采用Ｓｐｅｚｉａｌｅ的非线性ｋ－ε模型和标准的ｋ－ε的模型计算了狭缝冲击射流，给出了径向平均速度和脉动速度沿壁面法向的分布，并同实验结果作了对比．结果表明，当其他条件都相同时，线性和非线性模型在冲击射流的计算中相差不大。

雷诺数对半封闭紊流冲击射流流场影响的实验研究

通过采用热线风速仪给出了在半封闭、入射高度为 2倍喷管直径时三种不同的雷诺数下紊流冲击射流流场的详细的测量结果 ,并与文献结果作了比较。表明在上述条件下 ,雷诺数对主流速度的影响很小 ,对紊动能的影响也不太大 ,且主要集中在冲击区的近壁面部分。

唇口对侧压式高超声速进气道及等直隔离段影响的数值分析

用N-S方程和RNGk-ε紊流模型计算了RBCC用侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场,重点分析了唇口位置对来流Ma=6流场的影响,并分析了有关的现象。结果表明:唇口位置前移使得出口截面上气流的均匀程度、对气流的压缩程度、唇口激波的强度、进气道的流量捕获率和总压恢复系数等都比唇口位置的情况更大,而在喉部时介于二者之间。

多压电膜式零质量射流激励器的设计与性能研究

设计了一种多压电膜式零质量射流激励器,并利用热线风速仪,得到了对应于射流中心线上固定位置处速度最大时的最佳频率.在该频率下,测量了零质量射流在不同孔径时沿中心线的速度分布;测量、分析和比较了不同激励膜数目对射流出口速度分布的影响.表明:在其他条件完全相同的情况下,一片振动膜时的激励器出口中心线上的平均速度和峰值速度,都较5片膜的情况小一半左右,而3片和5片压电膜时的激励器性能差别却不大.也就是说,虽然压电膜的数目增加能使激励器出口射流的能量增加,但这两者之间并非呈线性关系.此外还用PIV测量方法,直观地显示了射流出口的涡结构.

冲击高度对自由冲击射流影响的实验研究

采用热线风速仪测量了雷诺数为 ２３ ０００时四种冲击高度下率流自由冲击射流流场，并给出详细的结果．表明壁面的“阻尼”影响主要集中在近壁面０．５Ｄ以内．小冲击高度时径向速度下降得比大冲击高度时明显要快，量值也较小；在ｒ／Ｄ≤１．５处，小冲击高度时紊动能的数值大小和分布趋势与大冲击高度时不同，特别是在喷管出口距冲击板高度Ｚ与喷管直径Ｄ之比Ｚ／Ｄ为８时分布特殊，在其它测点处，紊动能的分布趋势基本一致，只是大冲击高度下的值较大；流动结构在Ｚ／Ｄ为６～８时发生了较大的变化，这种变化与势流核心区有关，在势流核心区的顶端以及下游的一段距离内紊流度都很高．

非线性 k-ε 紊流模型在平面叶栅紊流计算中的应用

采用Ｓｐｅｚｉａｌｅ的非线性ｋ－ε模型计算了平面叶栅内的紊流流动，并且与标准的ｋ－ε模型的计算结果作了对比，表明非线性模型同样可以应用于具有周期性边界条件的复杂流动，在紊流量的计算结果上表现出了明显的各向异性。

PIV技术在超及高超声速流场测量中的研究进展

本文分析了超声速流场对测量技术的特殊要求,归纳了目前将粒子影像测速仪(particle image ve-locimetry,PIV)技术应用于超声速流场的测量时所面临的主要技术难点以及主要的解决方法,分析了超声速流场中所用PIV粒子的主要要求、粒子特性、投放方法等,介绍了PIV技术在超声速、高超声速流场测量中最新的国内外进展,特别是给出了国内外关于高超声速流场中激波/附面层的相互干扰,以及高超声速飞行器超燃冲压发动机主要部件内流场的PIV试验研究的最新进展.

超燃冲压及TBCC组合循环发动机尾喷管设计方法研究进展

随着对远程、宽马赫数范围内高速飞行器的需求日益迫切,超燃冲压发动机(Scramjet)、甚至未来涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)等已成为国内外研究的焦点。推进系统是高超声速飞行器能否实现宽马赫数范围内高效工作的关键,而非对称喷管(Single Expansion Ramp Nozzle,SERN)是其重要组成部分和关键技术之一。本文主要分析了远程、宽马赫数范围内高速飞行器对其发动机尾喷管的特殊要求,简要回顾了国内外相关的研究进展,重点介绍了本课题组针对超燃冲压及组合循环发动机尾喷管设计方法的主要工作和研究进展。结果表明:在大落压比下,不同的设计方法对非对称喷管的气动性能,特别是升力和俯仰力矩影响较大。最后对未来的研究进行了展望,旨在总结目前的相关研究进展,梳理关键科学与技术问题,为后续的研究工作提供参考。

航空发动机创新创业人才培养机制——以南京航空航天大学能源与动力学院为例

针对航空发动机创新创业人才的培养机制展开研究,构建"三纵一横"人才培养体系。以立德树人为根本目标,围绕"理论教育服务实践能力培养、实践能力促进创新创业能力建设、创新创业促进理论教育发展"的先进理念,多维度、多方位地培养具有扎实理论基础、协同创新能力、工程应用实践能力和科研成果转化与应用能力的创新创业高技能型人才。