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。

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。

超声速变马赫数风洞流场参数线性变化验证

旋转喷管型面使超声速变马赫数风洞在单次运行过程中可连续调节实验区的马赫数,便于研究飞行器机动过程、进气道起动过程中的气动问题。在控制喷管型面旋转过程中,流场参数能否线性变化是衡量超声速变马赫数风洞性能的一个重要指标。分析变马赫数风洞实验区流场参数的线性变化规律,利用弹簧光顺的动网格技术建立数值仿真模型,验证喷管位于马赫数3.041~3.215范围所对应的位置时,实验区流场参数是否满足线性变化规律。结果表明:通过对喷管型面旋转的控制实现了风洞实验区流场参数的线性变化,动态计算结果与预期实验区流场参数线性变化规律吻合良好;在不同加速度的流场参数线性变化过程中,各时刻实验区的平均参数与预期参数之间的偏差均小于0.13%。

燃料预喷注与释热对高马赫数进气道性能影响的数值研究

为掌握高马赫数条件下燃料预喷注与释热对进气道性能的影响,以来流马赫数Ma_(∞)=10为设计点进行了典型二元构型进气道设计与基准流场仿真,开展了Ma_(∞)=7~10进气道氢燃料预喷注、反应流场仿真研究。结果表明:预喷注引起局部压缩激波系变化、改变下游流动特性、从而影响进气道性能,主要会导致总压恢复系数、喉部马赫数减小;同时预喷注动作具有一定的激波系调节、压缩循环调控的作用,且与预喷注位置密切相关,外压缩喷注会诱导外部斜激波向亚额定偏移,导致流量溢流增加、流量系数减小;内压缩喷注可以避免流量溢流,对进气道性能影响相对较小,且双侧组合喷注的预混效率可达0.60以上。反应流场仿真显示,燃烧反应主要发生在近壁面区域,流向上主要释热区在内压缩段,反应释热进一步降低总压恢复系数、减小喉部马赫数,外压缩喷注时会增加流量溢流,而循环静压比、静温比均相对增大,阻力系数基本保持不变,整体上预喷注及释热影响效应具有可控性。

超声速变马赫数风洞喷管设计研究进展

超声速变马赫数风洞可在单次运行期间实现马赫数连续调节,对于研究超声速机动过程和超燃冲压发动机起动等问题具有独特的优势。超声速变马赫数喷管是风洞运行期间调节马赫数的核心部件,其设计质量直接决定了实验段的流场品质。本文综述了近些年国内外超声速变马赫数风洞喷管设计的研究进展,介绍了4种典型的变马赫数风洞喷管方案(全柔壁、半柔壁、型面旋转、非对称)的构型设计及其数值模拟和实验标定结果,总结了不同变马赫数风洞喷管方案设计中重点考虑的问题,并对变马赫数风洞喷管在具体实验中的应用进行了展望。

高超声速风洞马赫数4.5喷管气动设计和数值验证

常规跨超声速风洞进行马赫数4.5试验时,常常伴有空气液化现象,造成试验数据可信度低,在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,具有对气流加热的能力,可以提供更加准确的试验数据。目前国内0.5 m量级高超声速风洞还不具备马赫数4.5的试验能力。通过无黏流计算方法计算轴对称喷管型面,并采用Sivells-Payne方法进行附面层修正,然后进行数值验证,证明了计算出的型面满足国军标对马赫数的设计要求,可以投入加工生产。

吸气式飞行器连续变马赫数风洞试验技术

为研究吸气式飞行器加/减速引起的进气道起动/再起动现象,以及该过程导致的飞行器整体气动性能突变问题,基于二维楔面激波机理,在1.2 m量级风洞中开展了超声速连续变马赫数试验技术研究,通过研制激波发生与控制系统,实现了一次风洞试验过程中马赫数连续可调。该技术方案具有马赫数调节简单、响应快,马赫数控制可靠、精度高等特点。流场校测表明,瞬时变马赫数区域流场品质满足国军标要求,可开展基于马赫数连续变化的测力测压等风洞试验。在进气道动态特性验证试验中,成功捕获了连续减速状态下进气道由起动到不起动的动态过程,临界状态特性与仿真结果一致性较高。

基于可变马赫数锥形流场的定平面形状乘波体设计方法研究

传统乘波体设计方法设计状态单一,乘波体偏离设计点状态时高升阻比性能优势难以保持,限制了乘波体在宽速域气动布局设计中的应用.文章从密切锥乘波体理论出发,通过在不同密切面内布置不同马赫数的锥形流场,提出基于可变马赫数流场的定平面形状乘波体设计方法,根据给定前缘型线生成不同展向马赫数分布的基准外形.使用计算流体力学技术分析流场激波结构以及升阻力性能和纵向稳定性,并与传统使用固定马赫数锥形流场的乘波体外形作比较,探索这种定平面形状乘波体在高超声速范围内的宽速域特性.结果表明,基于可变马赫数流场的定平面形状乘波体设计是可行的,可以有效扩大设计空间;在高超声速阶段的宽速域范围内,可变马赫数乘波体具有均衡的升阻比和容积率;但可变马赫数基准流场对纵向稳定性的影响很小.比较等容积、同样平面形状的固定马赫数乘波体,发现在高超声速阶段,可变马赫数乘波体的宽速域升阻性能没有明显优势.

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。

水平分层低马赫数运动介质中的声传播

针对海流对水声传播的影响,基于高斯波束追踪方法,利用高频近似的低马赫数亥姆霍兹方程,建立了三维低马赫数运动介质下的声传播模型,并将该模型应用于浅海与深海水平分层介质下的声传播问题。仿真结果表明,海流能定性定量地改变声传播模式。浅海环境下,声速梯度大于流速梯度,导致顺逆流声线反转点的差别随着距离增加而增大;此外声线到达结构也会发生较大改变。深海环境下,流速梯度大于声速梯度,顺流方向表面声道消失,使得表层顺逆流传播损失相差10 dB以上,同时水平分层环境中也会产生三维声传播效应。因此在流速梯度与声速梯度相当甚至更大时,海流对声传播的影响不能被忽略。

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。

不同翼型厚度和来流马赫数下的桨涡干扰噪声分析

桨涡干扰噪声是直升机气动噪声主要组成之一,为了正确预测和降低直升机噪声,必须开展气动噪声相关物理参数研究。在对声场进行计算流体力学(CFD)直接数值模拟的基础上,分析了不同厚度和来流马赫数下二维平行桨涡干扰噪声传播特性和声源位置,分析了翼型厚度和来流马赫数对桨涡干扰噪声的影响,并得到了可压缩情况下远场声压预测公式。研究表明,低马赫数下,翼型厚度对噪声指向性影响不大,高马赫数下,翼型厚度对噪声指向性影响程度增大;噪声强弱主要随来流马赫数变化,翼型厚度对其影响较小;翼型厚度和来流马赫数变化不会改变声源点位置。开展不同翼型厚度和来流马赫数下的桨涡干扰噪声分析可以为进一步了解并控制直升机桨涡干扰噪声提供一定的参考。

马赫数及间距对串列双圆柱超声速绕流的影响

为揭示不同条件下超声速圆柱绕流流动机理,该文对等直径串列双圆柱超声速绕流进行了数值研究。该文基于有限体积法和欧拉方程,结合5阶高精度加权本质无振荡格式,对不同马赫数及不同圆柱间距对流场的影响规律进行了数值研究,获得了超声速串列双圆柱绕流流场稳定后的流场特性和升力、阻力系数变化规律。结果表明,计算域内的复杂波系主要由弓形激波、反射激波以及弱激波组成;马赫数的增加会使激波结构被拉伸,改变弓形激波在壁面发生的反射类型,并造成计算域出口壅塞进而影响升力、阻力系数的稳定;圆柱间距的增加使得圆柱后方速度剪切层发生摆动,并造成不同间距条件下升力、阻力系数间的差异。

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。

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。

型面设计马赫数对马赫数分布可控高超声速内收缩进气道的影响

在研究型面设计马赫数Ma2对马赫数分布可控基准流场在Ma∞=4．0～7．0的性能影响中发现，降低型面设计马赫数可获得更高的流量系数、高马赫数时的增压比以及更短的长度。基于型面设计马赫数Mai=5．5，6．0和6．5的基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道，并在Ma∞=-4．5～7．0时进行数值模拟。结果表明：基于低型面设计马赫数基准流场设计的进气道具有更好的流量捕获特性和较高的增压比，这与基准流场变化规律基本一致。型面设计马赫数对出口总压恢复系数影响较小。

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。

高马赫数多体分离试验技术研究与应用

为了给高马赫数飞行器多体分离安全评估提供有效的风洞试验预测手段,提出了Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统研制的关键技术及解决办法。通过"风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、气动及动力学解算、机构运动控制"三位一体的设计方式,建立了Φ1m高超声速风洞多体分离轨迹捕获试验技术平台。结合高马赫数飞行器开展了马赫数5条件下的网格测力试验和典型状态的捕获轨迹系统(Captive trajectory system,CTS)试验验证。验证结果表明,研制的Φ1m高超声速风洞多体分离试验系统较好地获得了飞行器分离轨迹及气动特性,可以满足高马赫数多体分离试验的网格测力、捕获轨迹等功能需求,且在一次吹风捕获35个轨迹点的情况下,连续轨迹控制模式相较位置控制模式节约了42.5%的风洞运行时间,提高了试验效率。

NF-6风洞马赫数闭环控制系统设计研究

对NF-6风洞的概况进行了简要介绍,重点阐述了风洞马赫数测量、控制方式及流程,分析了控制系统的结构原理,建立了马赫数闭环控制系统。该系统利用静叶角度机构实现马赫数控制的粗调,通过PI算法控制压缩机转速进行马赫数二次细调。实验结果表明:马赫数控制精度可达0.002以下,实现了实验段流场马赫数的准确控制,控制策略是正确可行的,控制系统是可靠的。