吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证

对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据.

塞式喷管运载器外流干扰冷流试验研究

采用风洞冷流试验方法研究了使用塞式喷管的运载器在4个典型飞行马赫数下外流对运载器流场和性能的影响。试验模型由截短的线性塞武喷管和升力体构成,利用纹影显示技术得到了塞式喷管流场结构并测量了不同试验工况下模型的轴向力和升力。结果表明：外流使塞式喷管喷流的膨胀程度变大,横向侧流强度增强;外流干扰下塞式喷管的推力损失包括过膨胀损失和横向侧流损失,试验喷管总推力损失在4.7%~9.6%之间,其中过膨胀损失在3%以内。

塞式喷管冷流试验研究

结合试验喷管和试验数据,从高度补偿特性、底部气动特性、塞锥截短对性能的影响和塞式喷管流场等四方面,讨论了塞式喷管的性能和气动特点。试验结果表明:塞式喷管高度补偿效果明显,相对钟型喷管在低于设计高度上仍具有高性能;注入一定流量的二次流有利于提高塞式喷管性能,防止底部开闭过渡时推力较大幅度突降;底部二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大;塞式喷管型面设计不理想,将在流场中产生激波,降低塞式喷管的性能。

冷流试验在汽车排气系统研发中的应用

介绍了一种新的汽车排气系统测试方法。冷流试验的优点是快捷方便且不受气候环境等因素的限制,在排气系统的研发中可以有效地帮助完成开发与认证试验,从而缩短研发周期。

固体火箭发动机推力可调塞式喷管数值模拟与冷流试验

为满足高性能导弹推进系统需求,提高固体火箭发动机推力矢量调节性能,综合塞式喷管高度补偿和结构功能一体化的特点,设计了一套环喉型固体塞式喷管。该喷管由小喷管膨胀段和中心塞锥组成,通过移动小喷管膨胀唇部的位置,改变喉部面积大小,实现推力可调,采用数值模拟方法预估了其推力性能。对塞式喷管进行了地面冷流试验,测定了其推力性能。结果表明:环喉型塞式喷管推力性能的数值模拟结果与试验结果相吻合。当塞式喷管喉部面积满足0.7倍变化时,可实现塞式喷管推力4∶1的调节变化,同时具有明显的高度补偿效应。未来可进一步优化内喷管设计,使其广泛适用于全空领域导弹动力系统,提高发动机性能。

大扩张比喷管分离流动冷流试验研究

为研究流动分离条件下气流特性,针对某试验大扩张比喷管,开展了地面冷流试验研究。试验得到了分离点前后测点压强与入口压强的变化规律,并对测点压强数据进行了傅里叶分析。研究结果表明,随着入口压强升高,分离点前测点压强不断升高,分离点后测点压强降低,远离分离点的下游测点压强基本不变,且略低于环境压强;流动分离会导致分离点后压强脉动增大,且脉动主要为50Hz以内的低频脉动,该研究为大扩张比喷管的设计及试验提供了重要参考。

线性塞式喷管外流干扰数值计算与冷流试验

采用有限体积法对由塞锥截短率为25%的线性塞式喷管和升力体构成的塞式喷管运载器风洞冷流试验模型进行仿真计算,并结合试验测量结果,研究了不同高度(压比)下外流对线性塞式喷管流场结构和性能的影响.结果表明,外流干扰导致线性塞式喷管内流过膨胀和横向侧流强度增加,并影响塞锥底部气流的受限流动;低空工况下外流的存在造成塞锥壁面和底部压强降低以及运载器底部阻力增加,喷管性能损失较大;高空工况下塞锥壁面和底部的压强已经不再受外流的影响,喷管性能损失较小,主要由运载器底部阻力损失造成.

关于潜入式SRM冷流模拟试验中相似与模拟问题的探讨

评述了目前ＳＲＭ冷流模拟试验技术的发展，并从相似与模化的基本理论出发，探讨了ＳＲＭ喷管潜入段稳态不可压有加质的湍流流场相似准则，并根据该实验的具体特点，提出了以ＣＴ作为选定量来求解其它相似常数的设想。分析表明，用以高压气源作为冷流模拟气源一般只能近似模拟ＳＲＭ喷管潜入段内流场的流动工况，近似模化必须尽量满足Ｒｅ准则。

一种超音速环形引射器冷流缩比试验方法

在超音速引射器的设计中,为开展引射机理及启动特性等研究,需进行模拟试验;同时,通过试验可验证数值计算结果的正确性与合理性,从而优化设计。文中提出以冷空气作为引射和被引射介质,采用缩比试验模型,通过模拟喷嘴生成被引射气流,简化了试验设备。数值计算结果与试验结果符合较好,正确预测了引射管道出口处出现的正激波,真空舱压强满足设计要求。该试验方法可作为超音速引射器原理性研制的试验手段。

矢量发动机半实物冷流仿真试验系统研究

介绍了一种基于万向挠性件的矢量发动机多分力冷流试验台,并应用于某燃气舵矢量控制发动机的半实物仿真试验。冷流多分力试验台以万向挠性件为转动支点,其余3个分力采用挠性杆,降低了各分力间的耦合强度并提供了多分力测量所需的自由度。进气结构采用水平对称进气方式,利用金属波纹管的挠性,减小进气管道对多分力测量精准度的影响。相比于热试车,冷流试验方法能够在同一工况下多次试验,并能多次验证发动机矢量控制策略,且试验成本小。通过某发动机的冷流多分力半实物仿真试验,解决了系统二次平衡干扰问题,试验数据表明该多分力试验系统提高了分力测量精度,能够满足试验要求。

一种固体火箭发动机喷管摆动冷流缩比试验方法

针对研究喷管摆动工况下扩压器工作特性的试验中存在:喷管摆动难以实现;若以高温高压蒸汽或者燃气作为引射介质,虽引射效率高但耗费巨大的人力物力等问题在发动机研制初期很难被采纳。该文提出一种以扩压器摆动等效喷管摆动,以冷空气作为引射和被引射介质的简化试验方法。数值计算结果与试验结果符合较好,试验方法经济实用,操作简单,可以作为摆动喷管固体火箭发动机研制初期的试验手段。

三组元喷嘴流量特性的试验研究

对气氢／液氧／煤油火箭发动机重要部件三组元喷嘴的四种类型进行了流量特性试验；研究了喷嘴流量随各组元喷注压降的变化规律；分析了喷嘴结构对流量系数的影响；比较了三组元工况和双组元工况下喷嘴的流量特性；测量了离心内混式喷嘴燃料内混腔中的压力并分析了该喷嘴的流量特性。所得结论对三组元喷嘴和气液同轴式喷嘴的优化设计有重要的参考价值。

双钟形喷管流场数值模拟与试验验证

采用SSTk ω湍流模型封闭轴对称粘性可压缩N S方程组,对双钟形喷管在不同环境压力下的流场进行数值模拟,并与相应的冷吹风试验结果进行对比验证。对比结果显示,数值模拟与冷吹风试验结果在流场结构及性能曲线上均吻合良好。这表明,该数值计算模型可有效应用于双钟形喷管的数值模拟及性能分析。计算和试验结果还显示:低空工况下,双钟形喷管在型面转折点处出现流动分离,喷管性能接近于小面积比基弧段喷管;高空工况则气流可完全附着于延伸段壁面,喷管总面积比得到有效应用。这一结果验证了双钟形喷管的高度补偿特性。

瓦状塞式喷管的设计和试验分析

为了分析瓦状塞式喷管的气动特性,提出轴对称内喷管和塞锥的型面设计方法,设计了两单元的模型发动机,内喷管面积比为5.81,总面积比为24.36、29.43、33.88、37.58。采用高压空气为介质对模型发动机进行冷流试验,分析内喷管倾角和底部二次流变化、以及有无底部盖板对推力性能和底部压强的影响情况。介绍了试验发动机的结构与设计参数,给出了试验模型照片、测量参数曲线和性能数据处理。结果表明:瓦状塞式喷管模型的高度补偿效果较为明显,在整个工作高度有较高的推力系数效率,20°模型的最高效率为96%;底部压强曲线反映出了底部气动特性由开放状态到闭合的转变过程;内喷管倾角增大,底部压强增大即增加底部推力,但存在一个优化性能的最佳倾角;底部加入二次流可以增加底部压强,提高性能,但其影响范围在1%～2%,少量的二次流对增加性能的效果较好;底部盖板会影响底部的气动特性,底部压强是否受环境压强的影响取决于底部处于开放或闭合状态。

喷管潜入段二维两相冷流实验

建立了喷管潜入段二维两相冷流实验设备，进行了相应的实验。实验清晰地显示了在潜入喷管进口背壁凹区旋涡的产生、稳定、消失，以及粒子的冲刷、粘贴、脱落、沉积等反复作用的复杂现象，它们与流动的雷诺数、粒子的含量和尺寸、潜入喷管进口处的形状和潜入深度、背壁型面等因素有关。

旋风式燃气过滤器的冷流实验和内流场模拟

为了考察某导弹系统燃气发生器的旋风式燃气过滤器的除尘特性,对其进行了冷流实验研究,对除尘效率进行了模拟测量,并应用多流体模型的IPSA算法对其内流场进行了三维两相的数值模拟。计算结果与实验结果较符合,计算得到的分离界限粒径为2μm～3μm。

多单元直排圆转方塞式喷管高度补偿特性试验研究

通过冷吹风试验的方法对多单元直排圆转方塞式喷管的高度补偿特性进行了研究。试验表明,多单元直排圆转方塞式喷管具有一定的高度补偿效益,但其性能低于理论塞式喷管。其性能损失主要是由于塞锥截短、圆转方单元推力室以及塞锥底部不封闭等原因造成的。

一种40°撞击角双股自击式喷嘴试验

研究了一种 4 0°撞击角双股自击式喷嘴冷流特性和热试验流量系数。冷流试验以常温水为介质 ,用激光散射测粒仪和探针研究了该喷嘴的雾化质量和流强分布。在 1 35MPa～ 1 75MPa的喷嘴压降下该喷嘴椭圆形喷雾的喷雾锥角为 2 6°～ 38°,流强呈单峰型分布。统计研究了该喷嘴冷试验和在液氧介质下热试验时的喷嘴流量系数 ,流量系数在 0 6～ 0

主流倾斜的两级引射器模型试验研究

研究了一种主流倾斜的两级等直径排气引射器 ,并进行了缩比模型吹风试验。模型前后级之间的间距可调 ,分别在 5种主气流偏角α和 4种排气反压下 ,完成了三种模型间距的冷流试验。试验表明 ,三种模型的引射系数随排气反压的增大而减小 ,最大排气反压约为 3432Pa(35cm水柱 ) ,在零反压时 ,最大引射系数接近 10。在主流有偏角的情况下 ,两级引射器中的间隙有气体排出 ,这将不利于排气引射器的正常工作。

发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷试验

为了获得大面积比喷管在发动机起动/关机过程中的侧向载荷,搭建了喷管侧向载荷冷流试验系统,通过测量应变管感知的喷管侧向载荷和通过加速度传感器感知的喷管振动载荷,分析发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷的变化规律。试验表明:试验喷管在发动机起动/关机过程中均存在3个峰值侧向载荷,起动过程中分别对应着初始正激波向稳定自由激波分离的转变过程、自由激波分离向受限激波分离的转变过程以及分离激波结构处于"末端振动状态",关机过程则恰好相反,而且关机过程相对起动过程的峰值侧向载荷发生压比存在一定的迟滞效应;喷管壁面的周向应变对侧向载荷非常敏感,而壁面轴向应变却基本不受喷管侧向载荷的影响;喷管侧向载荷是激励喷管振动的主导因素,并在试验喷管发生"末端振动效应"时,振动加速度峰值达到最大为80g。