氧碘化学激光器超声速段射流工作方式性能的数值研究

氧碘化学激光器(COIL)的混合喷管内发生的是气体动力学、化学反应动力学以及光学等相互耦合的复杂过程,每个过程都对COIL性能有着至关重要的影响。利用3维计算流体动力学技术,通过求解层流Navier-Stokes方程与组分输运方程对简化的氧碘化学激光RADICL模型进行数值模拟与分析,结合10种组分和21个基元反应的化学反应模型,对COIL超声速段射流情况下喷管内的流动及混合情况,尤其是产率、分解率、泵浦率和小信号增益系数的细致3维空间分布进行研究。结果证明超声速段进行射流有利于提高COIL的性能表现,可以充分利用高增益区,光腔位置增益可以达到0.012 cm-1,与亚声速段射流相比总压恢复性能提高,混合有待加强。

基于混合发展的超声速段射流式COIL的数值优化

应用CFD技术,发展三维多组分化学反应流计算程序,对采用超声速段射流方式的氧碘化学激光进行数值模拟,考察分解率与增益等参考变量的详细三维分布.计算结果说明,超声速区域的高速流动以及混合效率降低使COIL无法在有限空间内完成整个运转流程;提高碘含量以加快反应速度的手段导致主流无法提供足够的载能介质,无法形成合理增益.在不改变喷管长度的前提下,提出主流无载气方式的探索,结果证明了超声速段射流方式采用无载气主流配置的可行性与优势,通过减小气流速度保证混合与化学反应在光腔上游完成,在合理的流量配比下光腔位置处可得到1.3%cm-1的增益峰值.

扩压段对高超声速推进风洞起动的影响

高超声速推进风洞是进行超燃冲压发动机模型地面模拟的重要试验设备。其中,扩压段的设计非常重要,它不是孤立的,而与主流系统和引射系统密切相关。通过对不同几何形状的扩压段在不同安装位置进行调试,研究在风洞起动过程中整个系统流动状态的演变规律,探索扩压段的优化设计。实验表明,扩压段应安装在距主喷管较近的位置,并具有与主喷管相匹配的入口面积和形状。扩压段的形状应设计成能使主气流通过一系列斜激波串减速的通道。扩压段应具有一定的长度以保证主气流减速到一定程度。

三维超声速隔离段湍流内流场旋涡结构的数值模拟

从基于雷诺平均的N S方程出发 ,采用有限体积方法离散控制方程 ,数值模拟了三维超声速隔离段湍流内流场。计算中采用了二阶OC TVD差分格式、LU隐式算法和Baldwin Lomax代数湍流模型。数值结果与实验做了对比 ,并结合隔离段中的激波串结构分析了其横截面上旋涡结构的发展过程及不同外形条件下旋涡的不同结构。计算结果表明采用本文发展的方法模拟隔离段湍流流场是可行的 。

压力恢复系统超声速扩散段三维流场数值模拟

采用数值模拟的手段 ,对压力恢复系统超声速扩散段三维流场进行研究。数值模拟使用 L U分解法和 NND差分格式求解全 Navier- Stokes方程 ,并加入了湍流模型。对得到的流场结构进行了分析 。

二元混压式进气道压缩段性能快速估算及优化

冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣,因此在冲压动力导弹设计初期,有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题,提出将进气道外形进行参数化建模,建立基于特征线及边界层理论的进气道性能快速估算方法,并通过激波边界层干扰分离指标变量以及喉道流动参数二次修正,提高对进气道性能估算的精度。估算结果与CFD计算结果的对比,表明了该方法可以对设计状态下二元混压式进气道超声速压缩段阻力系数、平均总压恢复系数及流量系数进行具有较高精度的快速估算,最大误差不超过1.5%。此外该方法与遗传优化算法结合,对进气道超声速压缩段外形设计参数进行快速优化,使进气道压缩段阻力系数下降了13.8%,表明该结合方法可在冲压动力导弹设计初期阶段提高二元混压式进气道的性能。

主流无载气N_2-氧碘化学激光配气方式的数值优化

针对主流无载气、副流以氮气为载气的氧碘化学激光(COIL),应用求解3维多组分化学反应流方程的数值方法,对流场和物理化学的耦合过程进行细致研究,对副流载气变化带来的问题及性能提升的手段、特别是合理的配气方式进行深入分析。结果表明:传统的在亚声速段进行喷流的配气方式不适用于主流无载气N2-COIL系统,必须采用超声速段射流方式;合理的流量配比条件下,超声速段射流方式COIL光腔位置处增益可达1.5%cm-1;N2-COIL流场边界层厚度明显减小,拓宽了增益的有效分布区域。

可变几何轴对称进气道初步设计

发展了进气道布局的一维优化设计方法,从总体上把握进气道的设计构型,并对可移动中心锥进气道的关键几何参数进行优化选取。以确定的关键几何参数为基础,遵循相关准则进行了设计马赫数3.5的变几何轴对称进气道设计。并对超声速段与考虑吸气布局的进气道整体进行了数值模拟,分析了性能。实现了具有较好气动性能的变几何进气道的初步设计。