超声速燃气射流驱动液柱平衡体实验研究

为了研究在低温寒冷工作条件下单兵火箭发射过程中声、光、焰、烟等缺陷的抑制方法,设计了将防冻液柱放置在发射筒尾管中作为平衡体的实验方案。实验中采用高速摄影系统观察了超声速燃气射流驱动防冻液柱在大气环境中的扩散过程,并利用压电式传感器测得了发射筒周围的冲击波超压值,对比了燃气驱动防冻液柱和液体水柱两种状态下射流流场的测试结果。实验结果表明,由于液体柱的阻碍作用,射流流场发展初期的径向发展速度相比于轴向发展速度更快。随着射流流场的逐渐发展,出现了Kelvin-Helmholtz不稳定效应。以防冻液柱为平衡体时,弹丸所获初速更高,由于防冻液气化潜热较高,相比于液体水气化时吸收了更多的燃气能量,降低了射流特征参数。通过与以液体水柱为平衡体的射流流场对比,发现以防冻液柱为平衡体时整个测点区域的噪声声压级峰值均有所降低,声压级降低了1.5~3.5d B,验证了此方案的可行性。

基于CFD/CSD耦合的声气动弹性时域仿真

传统的声振环境,只考虑了给定声场环境下的结构响应分析,这个给定的声场孤立于结构本身,忽略了声场、结构、流体的耦合效应,因此声气动弹性耦合这种多力学场的研究具有重要意义。基于此,提出了一种基于CFD/CSD耦合的声气动弹性数值仿真策略,相比传统的声振环境预示方法,该方法考虑了声载荷(脉动压力场)与结构的耦合关系。该文首先采用有限体积法离散Euler方程,对二维的NACA0012翼型进行求解,来验证非定常气动力的准确性。然后通过CFD/CSD耦合计算三维AGARD445.6机翼的非定常气动力,在时域内推进结构运动方程,得到弹性响应的结构历程,记录每一时刻的气动载荷,并运用声气动弹性分析的思想对机翼表面的声压级进行计算,证实了声气动弹性分析方法的可行性。