冲压旋转爆震发动机隔离段抗反压特性数值研究

冲压旋转爆震发动机(RRDE)的进气道和燃烧室通常通过隔离段连接,实现抑制旋转爆震燃烧室非定常压力扰动对定常进气道造成的影响,但目前针对RRDE隔离段的研究相对较少。本文利用FLUENT对4种RRDE隔离段构型进行三维数值研究,分析了拟合旋转反压作用下不同构型隔离段的流场结构和总压损失。研究结果表明,在给定反压条件下,前传斜激波会在扩张段内形成激波串,激波串的首道激波波面不完全垂直于隔离段轴线;凹腔隔离段能够对前传斜激波起到削弱作用,扩张段内的激波串位置会发生前移,流场总压损失减小,且随着凹腔深度的增加,相对总压损失系数减小,总压恢复系数增大。本研究结果对了解RRDE隔离段流场结构、指导RRDE隔离段设计具有一定的参考意义。

RBCC火箭对直扩通道抗反压能力的影响研究

提高直扩通道抗反压能力,改善进气道/燃烧室匹配特性,是RBCC研究的重要方向。本文研究了在隔离段出口位置布置火箭对直扩通道的抗反压能力的影响,并对比了火箭中心和侧壁布置方式下的数值仿真结果。研究表明:火箭射流可以提高直扩通道的抗反压能力,且抗反压上限和火箭室压呈现出较好的线性关系;火箭侧壁布置较中心布置抗反压能力稍强;火箭侧壁布置,火箭高室压和高反压条件下,背压激波以正激波形态存在。

土工织物用于地下建筑物抗浮反滤构造形式的研究

对土工织物用于地下建 (构 )筑物反滤泄压抗浮的构造形式作了深入探讨 ,并对针刺非织造布与被保护的上海软土间设置与不设置砂层的结构形式进行了平行测试 。

Φ240mm高超声速风洞扩压器设计研究

采用一维管流方法对口径为Φ240mm、马赫数6.0的自由射流高超声速风洞扩压器进行设计,运用数值模拟方法对扩压器结构形式进行了筛选,并通过试验验证扩压器设计方法的有效性。结果表明:综合考虑风洞流场品质、扩压器抗反压能力以及扩压器总压恢复等指标,确定单级15°-0.8 De扩压器方案为最优设计方案;该方案扩压器的试验与数值模拟结果吻合较好,能够使风洞正常起动,并长时间维持风洞正常运行;筛选得到的扩压器方案可用于风洞建设,其设计方法可为同类高超声速风洞扩压器的研制提供参考。

曲外锥乘波前体进气道低马赫数段实验研究

为了研究新型一体化曲外锥乘波前体进气道在低马赫数端的自起动、抗反压特性及侧滑对性能的影响,基于几何约束及钝度修型的实用化风洞实验模型,采用进气道节流系统,在来流马赫数3.0、3.5和4.0,迎角-4°~6°范围内,不同堵锥位置状态下获得了一体化曲外锥乘波前体进气道的表面压力分布及流场高清纹影。实验结果表明,实验模型在来流马赫数3.5和4.0时具备自起动能力;在0°迎角,来流马赫数3.5和4.0,最大抗反压能力分别约为24和33倍来流压力;侧滑角对一体化曲外锥乘波前体进气道的流量捕获和流动压缩性能影响相对较弱。曲外锥乘波前体进气道具有同超燃冲压燃烧室、高超声速飞行器进行一体化设计的特性。

中心线偏置对隔离段性能的影响研究

在隔离段入口马赫数2.0条件下对二维中心线偏置隔离段流场进行了数值计算,并与直隔离段结果进行对比,分析了两种偏置方式对隔离段流场结构及性能特征的影响,重点研究了隔离段的总压恢复性能和抗反压性能,并考察了管道扩张角对结果的影响。结果表明,出口反压较低时,直隔离段总压恢复性能优于折线隔离段;反压较高时,两者总压恢复性能大致相当。S弯隔离段总压恢复性能介于两者之间。对相同扩张比隔离段而言,直隔离段抗反压性能最强,折线隔离段次之,S弯隔离段最差。扩张隔离段的抗反压性能增强,但在同一反压条件下的总压恢复性能下降。

总收缩比对RBCC进气道影响数值研究

为研究火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)进气道隔离段内激波串传播规律,利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下总收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了总收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明:在承受额定反压作用下,进气道总收缩比存在临界值,在临界值下提高总收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高总收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受总收缩比变化的影响。此外,提高总收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。

逆向泄流槽在三维内乘波式进气道中的应用

采用逆向开槽技术,对三维内乘波式高超声速进气道的低马赫数起动和抗反压能力进行研究,提出了逆向直泄流槽和逆向倒角泄流槽两种方案。数值研究结果表明:逆向泄流槽在三维内乘波式进气道自起动和抗反压过程中起到气动开关作用。进气道不起动或反压过高时,泄流槽处于开启状态;进气道起动后,泄流槽接近气动关闭状态,对进气道总体性能影响较小。两种逆向泄流槽都拓宽了三维内乘波式进气道的低马赫数起动范围,提高了进气道的抗反压能力。其中,逆向倒角泄流槽比逆向直泄流槽具有更宽的低马赫数起动范围和更强的抗反压能力。

内收缩段泄流对超声速进气道的影响研究

通过对典型二元超声速进气道进行数值仿真,研究了内收缩段中泄流位置对进气道自起动性能及抗反压能力的影响规律和影响机制。研究结果表明:泄流腔改善进气道自起动性能和抗反压能力的内在机制不尽相同,泄流腔位置决定了进气道在临界不起动状态下的泄流量、临界不起动模式和临界反压状态下的泄流量,其中临界不起动状态下的泄流量和临界不起动模式共同影响进气道的自起动性能,而进气道的抗反压能力则主要由临界反压状态下的泄流量决定。在本研究范围内,当泄流腔前缘到进气道内通道入口与下壁面交点的轴向无量纲距离Le=0.31时,进气道自起动性能最好;当Le=0.15时,临界压比和总压恢复系数最高。

双通道内并联式进气道模态转换过程流动特性分析

针对双通道内并联式进气道,采用数值模拟方法研究了模态转换过程中分流板高度对抗反压能力及高/低速通道质量流量耦合时的流动特性,得到低速通道工作边界曲线,并使用动网格计算方法验证了其可靠性。结果表明:模态转换过程中随着低速通道反压增大,结尾激波会扰出低速通道并在喉道处周期性振荡,进而影响高/低速通道质量流量分配特性;当结尾激波发生周期性振荡时,反压越大,振荡频率越小,当反压进一步增大时,进气道将出现不起动;随着低速通道关闭程度增大,其抗反压能力减弱,进气道更容易发生不起动。