基于小尺度实验的燃料蒸气-空气预混气体泄爆动力学研究

利用体积为2 L的亚克力材质容器搭建了小尺度可燃气体泄爆实验系统,基于小尺度实验开展了不同泄爆面积条件下的石油燃料蒸气-空气预混气体泄爆过程研究,获得了典型开口率条件下的内外场超压随时间的动态变化特征,分析了开口率对超压及火焰参数的影响,并对泄爆模式进行了分类。研究结果显示:(1)在不同泄爆系数条件下,石油燃料蒸气-空气预混气体的泄爆模式包括泄爆失败诱导的封闭燃烧、泄爆成功诱导的射流燃烧、泄爆成功诱导的外部爆炸,三种泄爆模式的内外场超压-时间动态曲线、超压峰值、火焰传播速度、火焰传播距离均具有显著差异,且小尺度实验与中尺度实验中均出现破膜超压峰值、火焰射流超压峰值、外部爆炸超压峰值Δp_(1)、Δp_(2)、Δp_(3);(2)当泄爆系数Kv≤39.68时,内场最大超压峰值、外场轴向最大超压峰值、最大火焰传播速度、轴向火焰传播距离均随着Kv的增大而增大,径向火焰传播距离随着Kv的增大而减小;(3)当Kv≤4.41时,外场轴向和径向最大超压峰值分别由外部爆炸引起(Δp3(ver)和Δp3(hor)),当7.94≤Kv≤39.68时,外场轴向和径向最大超压分别由火焰射流冲击和泄爆膜破裂引起(Δp_(2(ver))和Δp_(1(hor)));(4)泄爆成功和泄爆失败的临界泄爆系数在Kv=39.68和Kv=158.74之间,发生外部爆炸和射流燃烧的临界泄爆系数在Kv=4.41和Kv=7.94之间。

强风干扰下固定翼无人机“元飞行”气动建模研究

强风干扰下的复杂空气动力学给固定翼无人机的安全稳定飞行带来了严峻挑战。为提高强风干扰下固定翼无人机的环境适应能力,发展了一种创新的“元飞行”气动建模方法。不同于传统气流系下的气动建模,“元飞行”气动建模是一种元方法论建模技术,其采用易于测量的飞行器相对于地面坐标系的运动变量进行描述,通过隔离实际飞行中难以观测到的风干扰影响,基于高阶泰勒展开多元函数变量分解理论,构建仅与无人机自身特性相关、不同风况条件下通用的固定翼无人机空气动力共性基函数解析模型,结合在线辨识的风干扰系数函数,进而实现对飞行器飞行过程中气动力(矩)的预测。研究表明文章发展的“元飞行”气动模型可以良好地预测未知风况下固定翼无人机的气动力(矩),为实时空气动力学建模的实现奠定了良好基础。

脉冲风洞天平-模型支撑一体化测力技术研究

机体/推进一体化气动性能评估是超高速技术发展的关键之一,一体化试验模型具有扁平比很高的特点,内部空间十分有限,传统测力天平安装时将占用模型大量空间,导致发动机相关设备难以安装,从而影响风洞试验的开展。针对上述问题,本文设计了天平-模型支撑一体化测力装置,并对其进行了强度分析和模态分析,验证了测力装置的强度和频响特性;对一体化测力装置进行了静态校准,获得了相应的载荷计算公式;针对2.0m试验模型在Φ600mm脉冲燃烧风洞中开展了Ma5.0,Ma5.5,Ma6.0状态下的气动力载荷测量试验,并对该测量结果与成熟的盒式天平测量结果进行了对比,两者一致性较好,最大测量误差为Ma5.5状态下的法向输出结果,最大值为6.45%,能满足脉冲风洞测力要求。

跨声速压气机叶栅流动状态的试验和数值研究

针对跨声速压气机叶栅风洞试验过程中存在的唯一冲角问题,通过开展不同来流马赫数以及不同背压条件下的平面叶栅风洞试验测量和数值模拟研究,阐明了高亚声和超声来流条件下跨声速压气机叶栅栅前流场唯一性不同的形成机制,分析了静压比对叶栅流动状态和激波结构的影响机制。研究结果表明:跨声速叶栅在低背压条件下叶栅内激波结构为双激波模式,表现为前缘脱体激波和通道正激波,随着背压的增加,通道激波位置逐渐前移并最终与脱体激波合并,形成单激波模式。超声速来流条件下,栅前流场参数受激波-膨胀波波系的影响呈现出波浪分布,其测量位置至少应距离叶栅前额线50%弦长。理论分析结果表明:跨声速叶栅的唯一冲角现象可扩展到高亚声速状态,但其物理机制有所不同,超声速状态下进口气流角取决于来流马赫数和叶栅入口几何形状,而亚声速状态下进口气流角取决于来流马赫数和叶栅喉部面积。随着静压比的提高,跨声速叶栅运行状态经历堵塞状态-溢出状态-设计状态的转变,在来流马赫数为1.10时总压损失系数由0.175递减为0.082,降幅超过50%。叶栅变背压试验结果表明,静压比超过1.379时流场三维效应增强,影响到叶栅流动的周期性,并且栅后节流板会干扰到尾迹参数的测量。该研究结果有助于理解跨声速叶栅运行状态、激波结构以及栅前流场唯一性机制,同时可对跨声速叶栅试验起到指导作用。

基于变弯度技术和协同射流的混合流动控制技术研究

现代飞机强调高速巡航特性且兼顾隐身特性,因此翼型往往采用厚度较小,前缘半径不大,弯度不大的薄翼型。这类翼型的低速气动性能较差,容易失速,限制了这类飞机的短距起降特性和载重能力,因此需要借助流动控制技术来改善低速特性。该文讨论新型的协同射流主动流动控制技术,同变弯度技术包括后缘变弯和前缘下垂技术等被动流动控制技术相结合,探索混合流动控制技术的流动控制机理和控制效果。基于数值模拟的结果发现:仅采用单一的流动控制技术在薄翼型上得到的控制效果有限,而将协同射流同变弯度技术结合的混合流动控制技术可同时发挥不同流动控制技术的优点(例如协同射流引起的后缘失速的推迟,下垂前缘带来的前缘失速推迟,后缘襟翼带来的零升迎角减小)。该文提供的混合流动控制方案可以将薄翼型的最大升力系数提升至CL_(max)=3.3127,相对原始构型提升了96%,具有广阔的工程应用前景。

氢燃料双模态冲压发动机火焰结构及其稳定机制的LES研究

为深入理解双模态冲压发动机内流场结构和燃烧特性,本文采用精细的有限速率化学反应模型,对凹腔内氢气直喷式超声速燃烧室火焰进行了大涡模拟研究。发动机隔离段入口马赫数为2.0,滞止温度和压力分别为950 K和0.82 MPa。定性和定量的验证分析表明,计算结果良好符合试验所反映的物理规律,再现了两种典型的工作模态及其稳焰模式。当量比为0.1时,发动机处于超燃模态,为凹腔剪切层稳焰模式;当量比为0.3时,发动机处于亚燃模态,为凹腔辅助射流尾迹稳焰模式,分离涡的大尺度脉动及凹腔回流区的缺失致使火焰剧烈振荡。同时采用改进的火焰因子和过滤函数详细分析了局部火焰特征和流动模式,观察到了不同规律的局部熄火现象,并且剧烈的流动振荡对于局部火焰结构的稳定性有着不利影响。

多几何约束下的高负荷涡轮叶片叶型优化研究

针对导向叶片前缘大攻角引发的气动损失问题,采用数值模拟方法,开展多几何约束条件下前加载式某高负荷低压涡轮导向叶片叶型优化研究,探索导向叶片叶型关键设计参数对流动损失的影响机理,获得涡轮气动性能优化效果。结果表明:优化前叶片前缘较大正攻角,在前缘位置气流过加速,并在槽道内出现激波,导致叶片排损失增大,而优化叶型前缘进气攻角,叶片加载比较均匀,叶片出口马赫数提高1.90%,叶片气动总压损失降低19.67%,能量损失降低20.73%。

基于深度强化学习技术的舰载无人机自主着舰控制研究

自主着舰是未来舰载无人机面临的重要难题与关键技术.基于TD3算法结合舰载飞机六自由度运动以及航空母舰运动模型,构建了交互式深度强化学习仿真环境.针对典型海况进行了舰载无人机自主着舰训练,仿真训练过程中综合考虑海况以及航空母舰纵荡、横荡和沉浮3个线扰动,滚转、俯仰和偏航3个角扰动等因素,建立对应简化运动模型;基于某型飞机气动数据进行气动力建模,建立六自由度运动学/动力学模型;基于TD3强化学习算法,结合前馈型深度神经网络技术,在高性能GPU工作站上建立舰载机着舰交互训练环境.通过某型舰载无人机在无模型环境中“试错”训练,验证了AI技术在舰载无人机自主着舰控制中的可行性.

临界流文丘里管在燃烧加热器流量控制中的应用研究

燃烧加热器可用于高温高超声速风洞中高焓试验气流生成,为了实现总温、总压等参数模拟,需要对注入燃烧加热器的各组分气体流量进行控制。该文采用了临界流文丘里管用于注入燃烧加热器的空气、氧气和氢气流量控制,仿真结果表明,当文丘里管上下游压力比超过1.25后,其喉道形成音速截面,达到临界流状态,在喉道直径和气体介质不变的情况下,流入文丘里管的流量唯一取决于上游压力,通过对文丘里管上游压力的控制实现了注入燃烧加热器的各组分气体流量控制,应用于Φ600 mm高温高超声速风洞模拟参数控制,调试结果得出流量控制偏差小于±1.0%,满足了应用需求。

热力学非平衡对超燃冲压发动机冷态流动影响研究

随着流动马赫数和温度的变化,热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数下的超燃冲压发动机冷态流动的影响,对三个经典的超燃冲压发动机模型,包括JAXA M12-02超燃冲压发动机、DLR超燃冲压发动机以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机,分别采用三种热力学模型进行模拟,包括量热完全气体模型(对应冻结流动),单温度模型(对应热力学平衡流动)以及双温度模型(对应热力学非平衡流动)。计算结果表明,热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响:从整体上来说,双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后,比单温度模型计算结果靠前;不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近,而随着向下游发展,波系位置的差别逐渐增大,这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果。在发动机前段,双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言,热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。

碳氢燃料旋转爆震直连试验研究

以乙烯和常温煤油为燃料开展了旋转爆震直连试验,模拟飞行马赫数5.0,隔离段入口马赫数2.5,采用起爆管进行起爆。研究结果表明,乙烯当量比在0.43~0.99范围内,旋转爆震波均可稳定自持传播,传播频率为5.32~6.42 kHz,传播周期为0.157~0.188 ms。高频压力和壁面压力测量结果表明:旋转爆震波传播频率和燃烧室压力均随当量比增大而线性升高;爆震波高频压力平均峰值随当量比增大先升高后降低;隔离段出口压力随当量比增大逐渐升高,但隔离段入口气流始终未受影响,马赫数保持为2.5。常温煤油当量比为0.70时,也实现了旋转爆震波的稳定传播。

热化学非平衡来流条件下热化学模型影响研究

为研究热化学非平衡来流条件下热化学模型等计算设定对斜激波压缩流动计算结果的影响,针对尖劈构型和相应的前缘钝化构型的高焓激波风洞实验,采用多种计算设定开展详细的数值模拟研究。计算结果表明,计算采用不同热化学模型,以及来流设定为振动冻结/平衡/非平衡状态,会导致斜激波激波角等参数存在一定差别,其中激波角差别可达约2%。当来流速度一定时,过斜激波后分子内能增量在平动转动能和振动能上的分配方式的差别决定了激波角的差别。前缘钝化情形下,采用不同计算设定所得激波角之间的关系和尖前缘构型的规律一致;但是,采用不同计算设定所得斜激波到壁面距离之间的关系和尖前缘构型的规律有差别,这源于钝化前缘的激波脱体距离的影响。对于自由来流下的斜激波压缩流动问题,若考虑了分子振动能激发但未考虑热力学非平衡(例如热完全气体模型、考虑空气反应的单温度模型等),就斜激波激波角等参数而言,计算误差比量热完全气体模型计算误差更大。

超燃冲压发动机自点火条件下波系演化规律试验研究

为研究超燃冲压发动机起动点火过程中流场结构变化和火焰传播规律,在发动机入口马赫数2.5,氢气当量比约为0.31的条件下,通过纹影和PLIF(Planar Laser-Induced Fluorescence)两种非接触式光学测量手段,同步研究了流场结构中的瞬时波系演化过程和火焰分布规律。结果表明:无反应的冷流阶段流场结构呈周期性振荡,是本文研究条件下凹腔构型燃烧室的固有特性,实验测定振荡频率为143Hz。氢气喷注进入燃烧室后,流场中产生一道斜激波,经下壁面反射后进入凹腔流场内,该反射激波对冷流流场结构影响较小,不会改变流场结构和振荡频率。但会加强剪切层和低速回流区相互作用下形成的周期性出现的λ型激波,而氢燃料自点火非常依赖这道λ型激波。当氢燃料喷注进入燃烧室一段时间后,凹腔中后部氢燃料的局部当量比达到临界值时,伴随λ型激波的形成,其波后的高温高压将立即触发氢燃料自点火。初步分析表明,流场中的λ型激波可以用于准确预测自点火出现的时刻。

对转压气机变转速比失速特性试验研究

以1台低速大尺寸轴流对转压气机为研究对象,应用试验手段成功捕捉到了19组不同转速配置下的失速边界及失速过程动态特征,进而得到不同转速比条件下失速特性。结果表明:当前/后转子转速值互换时,转速比大于1的压气机相比于转速比小于1的情况更容易失速,失速起始点流量至少提前18%,增压能力至少高出5.5%;在相同的转速比下,压气机压升系数-流量系数无量纲特性线几乎重合,随转速比减小,压气机无量纲特性线向上移动。通过对所有转速配置下的失速类型及失速初始扰动频率进行归纳可以发现:所研究的对转压气机存在一个位于1.125~1.167之间的临界转速比值,当转速比小于该临界值时,失速扰动为类突尖波特征,此时转速比越小,失速初始扰动频率越高,且在同一转速比下,失速扰动初始频率随前后转子平均转速的增大而增大;当转速比大于该临界值时,失速扰动不沿周向旋转。

稳态引射过程自维持临界截面研究

为了进一步完善引射理论,从引射系统性能受背压影响的规律出发,提出了引射过程自维持临界截面的概念,以之来定义一次流动量抵达壁面或者边界层的流场法向截面,并利用背压影响的数值模拟结果给予了证实。在此基础上,将控制引射流量的机制划分为第一临界机制、第三临界机制、背压影响机制和自维持临界截面控制机制,自维持临界截面控制机制下拥有最大的引射比。当扰动区域及其影响区域仅处于自维持截面的下游时,引射比不会发生变化;当扰动及其影响区域处于自维持截面的上游时,引射过程受到影响,引射比发生变化。

RBCC引射模态气流抵抗反压能力受掺混程度影响研究

为了获得气流的掺混效果与引射过程总体性能的关系,研究了轴对称引射流场中圆形和环形喷管的掺混程度及其对引射比和气流抵抗反压能力的影响。以一次流动量覆盖整个横截面位置为分界截面,将引射流场中的掺混分为上游掺混和下游掺混两个过程。研究表明,气流的引射效果以及抵抗反压能力几乎不受下游掺混过程掺混程度影响,而是由分界截面的掺混程度决定。上游掺混过程决定了分界截面的掺混程度,对引射过程的引射比以及抵抗反压能力有明显影响,分界截面位置的掺混程度越高,被引射的二次流流量越大,抵抗反压能力越弱。对于RBCC发动机引射模态,引射比和抵抗反压能力指标相互矛盾,不应以引射比为唯一目标。

火箭基组合循环发动机引射过程准一维分析方法研究

为提高引射分析模型精度,从引射过程的物理机制出发,以速度差异导致的质量交换作为一、二次流掺混过程的控制因素,以一次流动量覆盖整个法向截面时的参数剖面计算引射效果,建立了引射过程分析方法,并采用数值模拟和试验结果对方法进行了验证。结果表明:一、二次流掺混过程的计算模型能反映法向截面上参数的变化趋势;当一次流处于过膨胀状态和轻度欠膨胀状态时,本方法计算的引射系数偏差在4.56%以内;当一次流处于严重欠膨胀状态时,在利用特征线法对截面静压进行校正以后,偏差在6%以内;以上精度均优于传统的Fabri模型。本方法还能准确地获得引射系统的临界背压,因此更适用于RBCC发动机这种有背压的应用场景。

氢燃料冲压旋转爆震自由射流试验研究

为探索旋转爆震燃烧在冲压发动机中的应用,基于氢燃料开展了Ma=3.1条件下不同当量比旋转爆震冲压发动机自由射流试验。燃烧室构型为圆环形,燃烧室内径54mm,外径90mm,隔离段内径64mm,外径80mm。燃料喷注采用30对喷孔双侧间隔喷注,喷孔直径0.4mm。高温高速空气由脉冲燃烧风洞提供并经发动机进气道捕获进入旋转爆震燃烧室,捕获空气流量约380g/s。试验中实现了冲压模态下旋转爆震波的稳定自持传播,燃烧室内形成同向单波模态,爆震波传播频率为6.34~6.73kHz,爆震传播速度为1434.07~1522.29m/s。试验结果表明,在Ma=3.1来流条件下,冲压模态旋转爆震燃烧具有可行性,同时随当量比提高,爆震波传播频率波动逐步扩大,爆震波传播稳定性有所下降。

S型收缩流道对涡轮通流能力影响的研究

为进一步提高航空发动机涡轮通流能力,以小型跨声速涡轮为原型,研究了静子S型收缩流道对涡轮通流能力的影响。将S型流道直线段长度和收缩段内外圆半径比作为流道造型参数,分别针对原型涡轮静子内外端壁进行调整造型,得到一系列不同参数组合的S型内外端壁涡轮算例。保持膨胀比为设计值不变,利用CFD软件对原型和S型流道涡轮进行设计点模拟分析。结果表明,S型流道涡轮流量提升的原理在于增大的静子喉道面积。在相同造型参数下,S型外端壁涡轮的静子叶根损失被有效降低,流量提升明显,且流量高于S型内端壁涡轮1%左右,但由于最大外径增大使其质量通量提升效果减弱;与之相反,S型内端壁涡轮的质量通量提升明显,且高于S型外端壁涡轮3%左右。从提升涡轮质量通量并保证效率不低于原型的角度看,S型外端壁造型参数选取范围更广。

光滑流道涡轮一维优化设计方法研究

为保证涡轮流道型线设计结果的光滑性,发展了一种先反设计初始流道,再进行光滑流道优化的轴流涡轮一维优化设计方法。设计方法针对涡轮中径处气动参数计算,求解一维流动控制方程,采用能量损失和速度损失系数模型,考虑冷气掺混和变比热影响;并结合了遗传算法,以提升等熵效率为目标,对流道几何、级功率分配和速度三角形参数进行优化。利用设计方法对两台文献涡轮进行了验证设计,对一台四级涡轮进行了优化设计。通过分析结果可知,设计方法可以有效设计光滑涡轮流道并提升等熵效率;流量、膨胀比和等熵效率计算较为准确,级载荷系数和流量系数分布计算较为可靠;叶排出口气流角误差绝对值的平均值在3.2°以内,马赫数误差绝对值的平均值在0.054以内;叶排损失随级数变化趋势基本准确。