大流量高压气体减压器技术研究进展及应用

大流量高压气体减压器是大型连续式高超声速试验系统的核心设备,其气体减压供应能力、工作稳定性和可靠性等对高超声速试验系统的试验能力有重大影响。本文对气体减压器的减压原理、技术方案、评价指标和技术难点进行了梳理,介绍了国防科技大学在大流量高压气体减压器技术方面的研究进展,展望了大流量高压气体减压器技术在高超声速试验领域未来的发展趋势。

四支板超声速引射器性能特性试验

对二维喷管构型的四支板超声速引射器进行冷流试验,分析启动、负载匹配方面的性能特性。试验结果表明:启动特性方面,四支板超声速引射系统的盲腔压力低于3 kPa,引射器入口腔压的迟滞压力比启动压力低15.9%。负载匹配特性方面,四支板引射器在小引射系数、大增压比状态下具有十分明显的优势,当引射系数为0.04时,增压比为11.21;当引射系数为0.10时,增压比为7.0。因此,二维喷管构型的多支板超声速引射器具有良好的启动、负载匹配性能,工程应用潜力较大。

超声速环形引射器混合室皮托压力测量实验

皮托压力可以直接反映出超声速引射器混合室内的流场特性,但受结构限制,在锥形混合室内沿流向连续测量皮托压力具有一定困难。本文提出一种适用于锥形混合室的皮托压力测量装置,能够在同一工况下获得锥形混合室不同截面上高空间分辨率的皮托压力。为验证测量装置及方法的有效性,对超声速环形引射器锥形混合室的皮托压力展开测量实验。结果表明,皮托压力的径向最小空间分辨率达到1mm,可从皮托压力剖线上清晰地分辨出边界层、一次流区域、二次流区域及混合层。同时发现,在一定的流向距离内,基于皮托压力的混合层厚度随流向距离近似呈线性增长,且归一化的混合层厚度增长率与前人报道的实验结果吻合较好,进一步验证了测量方法的可靠性。

钝锥体辐射平衡温度不确定度量化分析

在燃烧加热式高超声速风洞中进行长程热考核试验时,需量化试验条件的随机波动所引起的试验模型辐射平衡温度分布的不确定度,并甄别出关键影响因素以供工程应用参考。为此通过数值仿真试验筛选出试验气流总温、表面发射率和模型位置作为影响钝锥辐射平衡温度分布的输入变量,运用非嵌入式混沌多项式(NIPC)方法建立了输入变量与钝锥辐射平衡温度分布之间的随机多项式代理模型。在此基础上,对输入变量的随机变化造成的辐射平衡温度的不确定性进行量化与敏感性分析。结果表明:钝锥肩部处,辐射平衡温度的不确定度最大,为10.32%,锥段大面积区,不确定度在6.5%~7%。敏感性分析表明,气流总温显著影响钝锥驻点区域辐射平衡温度的不确定性,模型位置的影响整体较小。

Effect of the second-throat on the performance of supersonic-supersonic ejectors

The pressure matching and recovery performances of the second-throat supersonic-supersonic ejector have been performed experimentally and numerically in the current study.Schlieren pictures of flow structure in former part of the mixing chamber with varied stagnation pressure ratio of the primary and secondary flows have been taken,and the maximum compression ratios have been obtained.Additionally,the relevant numerical simulations have been performed.The obtained results show that the pressure matching performance of the second-throat supersonic-supersonic ejector is weaker than that of the constant area one,and the pressure recovery performance of the former is better than that of the latter.For the ejectors tested in this paper,the stagnation pressure ratios of the second-throat supersonic-supersonic ejector at the limiting condition are approximately 10% lower than those of the constant area one when the contraction angle of the mixing chamber is 4°,and the maximum compression ratio is 12%-30% higher.When the contraction angle of the mixing chamber is 6°,the pressure matching performance of the second-throat supersonic-supersonic ejector declines sharply,and the pressure recovery performance remains almost the same.When the contraction angle of the mixing chamber is 8°,the supersonic-supersonic ejection phenomenon does not take place any longer.