THEORETICAL ANALYSIS OF A HIGH-MACH-NUMBER DILUTE INELASTIC GAS IMPINGING ON A SURFACE

We consider a problem of a 2-dimensional high-Mach-number dilute inelastic gas originating from infinity impinging on an oblique surface of infinite length. By analyzing probabilities of particle-particle collisions, we derive an analytical formula for the mean force experienced by the surface when the system is dilute. We also derive conditions for the validity of our theory.

马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验

针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。

Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析

目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下,采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管,通过数值模拟分析流场结构,并进行试验验证;模拟了喷管射流流场,通过对射流流场进行结构分析,判断设计方法的适用性。研究结果表明:马赫数6、8喷管流场与设计基本一致,射流流场品质较好,适合开展风洞试验;马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀,马赫数高于设计值,其中马赫数10喷管的射流流场品质较好,马赫数12喷管的射流流场品质下降显著且马赫数轴向梯度增大。因此,在高马赫数、低总压条件下,Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管,马赫数10喷管处于临界状态,而不适用于马赫数12喷管。

高马赫数激波作用下单模界面的Richtmyer-Meshkov不稳定性数值模拟

为了研究高马赫数激波冲击下的单模界面Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性,特别是高马赫数激波带来的热化学非平衡效应的影响,采用基于有限体积方法的二维高温非平衡流动程序,利用自适应非结构网格模拟了空气中高马赫数激波冲击两侧温度不同的单模界面导致的RM不稳定现象。研究中涵盖了轻/重界面和重/轻界面2种情况,涉及的激波马赫数范围分别为6~9和8~11。对比了冻结流、热非平衡流和热化学非平衡流3种气体模式下的流场演化过程,揭示了扰动增长和增长率的变化规律。通过对比扰动增长的线性理论和非线性理论,分析了初始激波马赫数和初始扰动尺度的变化对RM不稳定性的影响,同时讨论了涡量场分布和环量的演化规律。结果表明,与冻结流相比,热化学非平衡流中透射激波、反射波及界面速度明显不同,扰动振幅增长率峰值降低,界面增长率脉动减弱,界面不稳定性增长速度变慢。通过对比多种理论模型和本文的数值模拟结果,发现Zhang-Sohn模型相对于其他模型更适用于高马赫数激波作用下的单模界面RM不稳定性问题。对涡量场的研究发现,有2个较强的涡量生成区域,一个位于界面上,另一个位于透射激波波后,这同低马赫数下涡量主要在界面上生成的结论显著不同。此外,热化学非平衡流中环量的幅值大小低于冻结流中的结果,这与热化学非平衡流中扰动的增长低于冻结流的结论对应。

斜爆震燃烧与斜爆震发动机研究进展

发展更高性能的吸气式高超动力成为未来高超声速飞行器研制的重中之重。现有基于煤油燃料的超燃冲压发动机,主要以爆燃模式组织燃烧,在高来流马赫数(Ma≥8)条件下,将面临高来流总温带来的高温离解和化学非平衡效应所带来燃料的能量难以充分释放和利用的难题,相比之下,斜爆震组织燃烧更接近于等容燃烧,具有燃烧释热速率快、热循环效率高等优势,是一种可应用于高马赫数吸气式动力的理想燃烧模式。斜爆震发动机能够显著缩短燃烧室长度,减少释热面积,是高马赫数飞行器极具潜力的吸气式动力方案。其中,斜爆震发动机内流道各部件的匹配设计、燃料喷注-混合、斜爆震波的起爆与驻定等是斜爆震发动机研制的关键技术,是当前高超声速领域的研究热点。但由于其面临的高速、高总温总压的来流条件以及爆震波在流场中的强间断与高速传播特性等,现有试验与数值模拟研究手段难以开展精细的燃烧流动机制研究,进而限制了相关控制机理的揭示与高精度模型的建立,使得斜爆震发动机工程研制较为困难,当前研究仍存在许多值得探讨的地方,文章在综述的同时对下一步研究提出相关建议。

考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法

工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法,并量化研究了不同飞行轨迹、不同模态转换区间对飞行任务性能的影响。首先建立了高马赫数飞机的飞行动力学模型,将飞行姿态考虑进任务分析中;随后建立了组合动力的非安装及安装性能计算模型,飞行轨迹中可实时模拟动力装置的性能;最后建立了模态转换模拟模型,可分析模态转换过程对飞行任务性能的影响。结果表明:该文研究的飞行马赫数为5的组合动力飞机,巡航高度由海拔20 km升高至27 km,巡航距离增加18.3%,总航程增加21.9%;将模态转换马赫数区间由低马赫数2~2.3向高马赫数2.2~2.5范围移动,爬升加速段距离增加8.4%,爬升加速时间增加5.8%。

航空发动机地面台进气加温试验技术研究

为了模拟航空发动机高空大马赫数情况下,较高的发动机进气温度,进行地面台架条件发动机进气加温试验。针对地面台架条件航空发动机加温试验进行研究,提出采用机载进口温度传感器表征进气加温进口温度方法,实现加温温度监控,保障加温试验安全。后选取飞行包线内典型工作点,开展地面台进气加温模拟试验。试验研究发现,进气加温试验过程发动机进口总温不均匀性最大为2.6%,排气温度场与常温试车分布一致,进排气温度场分布均匀,控制精度较高,可以为发动机进气加温试验提供较高品质的进气流场。试验表明,地面台架条件开展进气加温试验,可以较好的模拟发动机高空大马赫数高温进气条件下发动机工作情况。

高速高温湍流研究进展

低空域高速飞行条件下的飞行器表面边界层具有高马赫数、高雷诺数、高总焓的特点。较高的来流雷诺数使边界层发生从层流到湍流的转捩,而强激波压缩形成的高温环境将导致气体分子出现振动能激发、离解、电离等热化学非平衡过程,完全气体假设将不再适用。两种效应强烈耦合形成高温湍流,进而带来高温边界层扰动演化与多尺度涡结构、高温强扰动下气固界面多相反应、极端高温环境等离子体湍流等新的流动物理问题。本文从机理、预测、实验测量等方面,总结了高速高温湍流领域的研究进展和现状,展望了未来需要关注的研究方向。

JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究

针对高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用三维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma c=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma c=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.

高Mach数格子Boltzmann模型

在简单声速可调模型的基础上，通过在演化方程中引入一个粒子吸引项，建立了高Ｍａｃｈ数格子Ｂｏｌｔｚｍａｎｎ模型．利用Ｃｈａｐｍａｎ－Ｅｎｓｋｏｇ渐进展开法推导相应的宏观流体力学方程．模拟结果表明，该模型可降低声速，将Ｍａｃｈ数提高到５以上，且与理论值吻合．

基于冷气预冷技术的高马赫数涡轮发动机建模与仿真研究

针对高马赫数涡轮发动机存在的涡轮部件热防护问题,以基于冷气预冷(CCA)技术的变循环涡扇发动机为例,通过建立燃油的热物性库、电动燃油泵和空气-燃油换热器的计算模型,改进燃烧室和涡轮的计算模型,发展了可控制涡轮叶片温度的变引气量整机性能计算模型。结果表明,在Ma3,20.9km的设计点,采用CCA技术能够将涡轮引气温度降低181K,相对引气量降低22.04%,并使推力和比冲分别提高2.03%,0.66%;在Ma3的节流状态下,控制涡轮叶片温度的发动机推力随转速降低而减小得更快,但是使空气-燃油换热器空气侧的温降最高达到240K,且总压损失明显降低;沿飞行轨迹,控制涡轮叶片温度的发动机在飞行马赫数大于1.8具有更大的推力,在飞行马赫数小于1.8具有更高的比冲。空气-燃油换热器在发动机最大热负荷状态的性能设计是影响引气温降和涡轮引气回流裕度的关键。

声场驱动下泡壁运动方程的理论分析

声场驱动条件下的泡壁运动方程一直是泡动力学领域的重要研究内容。当泡壁运动方程用于预测高马赫数下的气泡振荡特性时,为满足计算精度的需求,应该充分考虑液体的可压缩性。在声场驱动条件下,本文数值研究了含二阶马赫数修正的泡壁运动方程(简称“二阶方程”)在不同马赫数条件下对气泡振荡特性重要物理量的预测。围绕声场振幅和声场频率两个物理参数,将二阶方程与一阶马赫数修正的泡壁运动方程(简称“一阶方程”)的预测结果进行深入地对比分析。研究发现,在高马赫数条件下,一阶方程和二阶方程预测的气泡半径、泡壁速度和泡壁加速度均存在较大的差异,导致二者所预测的声耗散功率和热耗散功率也存在较为明显的差异。本研究为声场驱动下的泡动力学领域提供了理论模型的选择依据。

高马赫数飞行条件下超燃冲压发动机燃烧组织方案数值模拟

针对高马赫数飞行条件下(Ma=8,其中燃烧室内流马赫数为3.88)超燃冲压发动机燃烧组织方案的优化问题,采用三维可压缩雷诺平均(RANS)数值模拟方法对采用不同燃料喷射角度和凹腔后倾角的燃烧方案进行了数值模拟研究。结果表明:高马赫数下燃烧主要集中在凹腔和燃烧室近壁区,随着燃料喷射角度的增大,燃烧反应更加剧烈;增大燃料喷射角度和减小凹腔后倾角能提高混合效率,从而提高燃烧效率,燃烧也更充分,但是燃烧引起的总压损失也会相应地提高;高马赫数条件下发动机内流阻力很大,大约是发动机净推力的7~8倍,而增大喷射角度和减小凹腔后倾角有利于提高发动机的推力性能,其中采用135°的逆向燃料喷入方案获得的正推力最大,此时燃烧位置相对靠前,有利于燃烧室设计尺寸的小型化。

高马赫数飞行器准平衡飞行段弹道优化方法

针对类HTV飞行器准平衡飞行段弹道优化问题,提出一种基于改进直接打靶法和自适应遗传算法的混合优化方案。首先在控制约束范围内构造控制量数据集,将控制量初末时刻值和终端时刻纳入优化设计变量,利用改进直接打靶法使以最远航程为目标函数,满足控制约束、过程约束(动压、过载、热流率及禁飞区等)、终端约束的动态最优控制问题参数化为非线性规划问题。在此基础上借助自适应遗传算法对控制量参数进行全局寻优,通过三次样条插值对控制量-时间历程平滑处理,利用四阶龙格库塔法进行数值积分,以此得到符合条件的理想弹道。经仿真验证,提出的弹道优化算法相较于原算法(直接打靶法-遗传算法)收敛速度更快,性能指标更优,降低了对初值的敏感程度,具备一定的鲁棒性,能够实现规避多禁飞区,搜索到满足约束条件且保证航程最远的理想轨迹。

重型燃气轮机高雷诺数CDA叶型转捩特性数值计算

为研究重型燃气轮机的压气机叶片在高雷诺数工况下的气动性能,基于Gamma-Theta转捩模型的雷诺时均方程对某可控扩散叶型进行了数值计算。通过对比不控制马赫数与控制马赫数,分析高雷诺数对可控扩散叶型气动性能及转捩特性的影响。结果表明:在不控制马赫数条件下,在零攻角时,雷诺数从7×105增大为9×105,总压损失增加了约391.95%;在高雷诺数工况下随着雷诺数的增大,叶片流动损失不断增大,叶片可用攻角范围减小,同时在叶片吸力面出现激波,干扰转捩的产生。在控制马赫数条件下,当Ma=0.6时,在零攻角工况下,雷诺数从8.2×105增大为1×107,总压损失减小了约38.98%,吸力面转捩起始点从4.78%弦长处前移至1.11%弦长处;在高雷诺数工况下,叶片流动损失随着雷诺数的增大不断减小,吸力面转捩位置前移。

高速列车受电弓的低马赫数过渡式空腔射流降噪研究

受电弓及其空腔部位是高速列车主要的气动噪声源,降低这种噪声尤为重要。在以往的高速列车气动噪声研究中,对受电弓空腔部位的关注较少。针对高速列车受电弓及其空腔气动降噪问题,文中采用数值计算方法,研究简化的高速列车模型在350 km·h^(-1)下,受电弓空腔前缘射流降噪处理方式的流场特性和噪声传播规律。结果表明,在纯空腔前缘施加射流可以显著降低空腔内和受电弓附近的非定常流动,当射流速度为27 m·s^(-1)时,空腔后壁声源在空腔顶部和侧部辐射噪声的声压级降低最大值为5 dB,受电弓侧面监测点的噪声显著降低。文中研究为低马赫数下的过渡式空腔射流降噪研究提供了参考。

基于Workbench的高压圆盘气体轴承三维流场分析

为了取得高压圆盘气体轴承的完整三维流场,基于Workbench仿真软件对高压圆盘气体轴承进行三维建模仿真,得到整个流道及圆盘缝隙射流区的流场参数分布;将三维模型的气膜对称面与轴承圆盘、稳流管的轴对称面相交,截得气膜对称线;分析气膜对称线上的流场参数分布,并将其与二维简化模型流场计算结果进行对比,同时验证2种建模分析方法的有效性。结果表明:2种建模分析方法得到的气膜内马赫数和静压分布的变化规律一致,即在绝大部分气膜区域能保持高压,仅在气膜出口处很窄的范围内压力快速下降,同时在气膜出口附近形成超音速圆盘缝隙射流,使上游气膜内高压不受下游环境低压的影响;不同湍流强度对高压圆盘气体轴承内流场的静压无明显影响,但对缝隙射流区及气流远场区域的马赫数有着小幅影响。

双级高压涡轮气动性能试验状态模化方法

针对双级高压气冷涡轮的低温试验状态模化方法,对以空气为工质、基于不同相似准则数的试验模化状态的流场相似性进行数值仿真。结果表明:对于有冷气试验模化方法,采用出口马赫数与设计状态一致的模化方法可获得相似性较好的试验状态流场,此时反力度、载荷系数、马赫数均能保证良好的相似性,主要相似准则数偏差不超过5%;对于无冷气试验模化方法,保持涡轮几何不变并增大膨胀比使得等熵速比与设计状态的一致,或通过改变叶片数保证各排出口马赫数与设计状态的一致,均能显著改善无冷气模化状态与设计状态的流场相似性。其中前者反力度相似性接近98%,而后者载荷系数和马赫数的相似性达到了同样水平,但破坏了模型的几何相似。

高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展

吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0~7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0~10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.

高马赫数来流超燃冲压发动机燃烧流场分析

以模拟自由来流马赫数12的地面试验氢燃料超燃冲压发动机为研究对象,应用商用计算流体力学软件CFD++;针对高马赫数来流下的超燃冲压发动机的典型流场结构、空间释热分布、预混/非预混燃烧模式和火焰稳定机理开展了分析研究。计算中采用7组分、9反应步的氢气/氧气动力学模型,使用壁面函数结合两方程剪应力输运模型,基于雷诺时均化方法开展计算,数值结果与试验数据相符较好。1)验证了CFD++软件在高马赫数来流下的适用性和计算精度;2)分析了高超声速来流下的燃烧室流场特征;3)获得了高马赫来流条件下的发动机燃烧效率、释热区间、预混/非预混燃烧模式的空间分布规律;4)为进一步开展高马赫数下的发动机精细化流场计算和多尺度燃烧过程研究提供了重要依据。