Numerical Analysis and Verification of the Gas Jet from Aircraft Engines Impacting a Jet Blast Deflector

The process of the gas jet from aircraft engines impacting a jet blast deflector is not only a complex fluid–solid coupling problem that is not easy to compute, but also a safety issue that seriously interferes with flight deck envi?ronment. The computational fluid dynamics(CFD) method is used to simulate numerically the impact e ect of gas jet from aircraft engines on a jet blast deflector by using the Reynolds?averaged Navier?Stokes(RANS) equations and turbulence models. First of all, during the pre?processing of numerical computation, a sub?domains hybrid meshing scheme is adopted to reduce mesh number and improve mesh quality. Then, four di erent turbulence models includ?ing shear?stress transport(SST) k-w, standard k-w, standard k-ε and Reynolds stress model(RSM) are used to compare and verify the correctness of numerical methods for gas jet from a single aircraft engine. The predicted values are in good agreement with the experimental data, and the distribution and regularity of shock wave, velocity, pressure and temperature of a single aircraft engine are got. The results show that SST k?w turbulence model is more suitable for the numerical simulation of compressible viscous gas jet with high prediction accuracy. Finally, the impact e ect of gas jet from two aircraft engines on a jet blast deflector is analyzed based on the above numerical method, not only the flow parameters of gas jet and the interaction regularity between gas jet and the jet blast deflector are got, but also the thermal shock properties and dynamic impact characteristics of gas jet impacting the jet blast deflector are got. So the dangerous activity area of crew and equipments on the flight deck can be predicted qualitatively and quantitatively. The proposed research explores out a correct numerical method for the fluid–solid interaction during the impact process of supersonic gas jet, which provides an e ective technical support for design, thermal ablation and structural damage analysis of a new jet blast deflector.

不同偏流板角度的冲击射流噪声特性

舰载机尾喷流冲击偏流板(挡焰板)产生高强度噪声。为研究不同偏流板角度对噪声的影响,在全消声室进行射流冲击实验。实验时收缩喷口直径D=56.4 mm,受冲击的偏流板长、宽均为600 mm,射流马赫数Ma=1.01。在偏流板角度β=45°、55°和65°条件下,利用传声器和流动显示对远场噪声和冲击流动进行观测。结果表明,不同冲击角度下壁面射流结构明显不同,总声压级及噪声辐射特性存在明显区别,随着冲击角度的增加,上游和下游极角总声压级分别出现上升和下降,β=65°时,下游总声压级最多降低7 dB,上游相应增加15 dB。流动和频谱结果表明下游主要受到后缘分离噪声影响,该噪声来自壁面射流从偏流板后缘分离产生的大尺度涡结构,低频占主导,并且互相关分析表明,偏流板角度越小,该噪声指向性越明显。上游噪声被冲击噪声所主导,虽然偏流板角度显著影响冲击噪声强度,但是相关分析表明,冲击噪声向各个极角辐射的指向性结构较为稳定。此外偏流板对边线形成低通高阻效应,边线噪声频谱最为陡峭,而且边线观测到的总声压级、频谱在不同冲击角度的差别均较小。本研究可为航母甲板噪声治理提供一定参考。

舰载飞机发动机尾流场数值模拟

为了解舰载机在飞行甲板起飞时发动机尾喷流被喷气偏流板偏转后的流场分布情况,以国外某型舰载机和喷气偏流板为研究对象,采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程、k-ε湍流模型和离散坐标模型(DO模型),借助计算流体动力学(CFD)技术对该舰载机起飞时的尾流场进行了三维数值模拟,空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。结果表明:喷气偏流板对尾流场起到了很好的偏转作用,尾喷流对喷气偏流板背部区域的设备和人员几乎没有影响;尾流场中的高温高压气流主要分布在喷气偏流板与喷口之间的区域,在起飞作业过程中,舰面工作人员和设施要避免进入该区域。所得结果从理论上证明了该喷气偏流板的设计方案能满足舰载机起飞的需求。

偏流板回流对舰载机进气道温升影响分析

为了探究舰载机起飞时发动机尾喷流撞击偏流板(Jet Blast Deflector,JBD)后反射回流对进气道温升的影响,以模型机和喷气偏流板为研究对象,通过求解三维雷诺平均纳维-斯托克斯方程和Menter SST湍流模型方程,对舰载机准备起飞时的飞机内、外流场进行了数值模拟。利用线积分卷积方法对流场进行了可视化显示,分别研究了JBD不同倾角以及不同环境风速情况下,喷流回流对进气道温升的影响。计算结果表明:环境风速保持不变,在JBD倾角由30°逐步增大到60°的过程中,进气道出口截面面平均温升(ΔTav)总体呈增大趋势,当倾角由45°变为50°,进气道出口截面面平均温升陡增;对于特定的JBD倾角,在环境风速逐步增大过程中,存在一个临界风速,当风速小于临界风速时,进气道出口截面ΔTav随风速增加而增大。当风速大于临界风速时,进气道出口截面ΔTav随风速增加而显著降低。计算结果对于偏流板布局选择具有一定的指导意义。

不同偏转角对偏流板周围流场的影响

不同偏转角条件下偏流板的流场特性存在较大的差异,为了确定适当的偏转角θ,文中采用流固耦合传热算法分别对θ为30°、45°、60°、75°时的流场特性进行数值模拟。结果表明:θ=45°时,偏流板周围的设备得到有效的保护。θ=30°时,尾喷管喷出的部分高温燃气经偏流板导流向偏流板后方流动对板后的设备产生影响。θ=60°、75°时,高温燃气回流对偏流板前的设备产生影响。因此45°为相对理想的偏转角度。

喷气偏流板装置执行机构运动学研究

通过分析喷气偏流板装置运动执行机构的工作原理,建立了该机构的机构模型简图。针对该机构中双平面四连杆机构的末端执行元件,采用图解法分析该机构的运动虽然形象直观,但精度低而且耗费时间长。本文利用解析方法建立了喷气偏流板的角位移、角速度、角加速度的数学模型,并在VC6.0开发平台上进行了机构的运动学仿真。仿真结果表明,理论分析正确,可进一步为该机构的参数优化提供理论依据。

不同构型航母偏流板对发动机进口温度畸变的影响

在某型舰载机试飞期间,发动机由小状态快速过渡至大状态的起飞过程中,多次出现发动机短暂喘振现象。经分析,可能是由于发动机的尾流经过偏流板的反射,部分高温尾气沿航母甲板被吸入发动机,导致发动机入口气流的温度畸变和温升率过大,从而引起发动机出现喘振。针对该问题,对舰载机偏流板进行了结构上的优化设计,将原有的单直板型改为由多个小直板通过铰链拼装的类圆弧型偏流板。从数值模拟结果可以看出,改进偏流板构型后,经偏流板折返的高温尾流明显减少,发动机入口的总温畸变强度由25.3%降低为4.7%,发动机入口的温升率由267.2℃/s降低为51.4℃/s,发动机入口流场条件明显改善。该方法为提高舰载机发动机工作稳定性以及避免发动机喘振提供了一种新的手段。

新型折流板装置发展综述及其拓扑优化研究

折流板是保证发动机尾喷试验能够安全进行的重要保障装置,随着飞机发动机类型的多样化,对折流板的性能也提出了更高的要求。首先综述国内外新型折流板装置研究的最新技术进展,并对各个方案的优劣进行比较。针对各新型折流板方案中共同存在的问题,对新型折流板装置的拓扑结构进行研究,并对比优化准则法和数学规划法在折流板拓扑优化中的求解效率。经过优化后,折流板车辆通过面的质量较现有装置下降31.9%,可以降低新型折流板升降过程中对于动力源的需求。

新型折流板装置运动机构优化研究

随着燃机动力的发展,现有活动式折流板装置在动力试验尾气折流中已无法满足未来的使用要求。针对现有折流板装置的不足,采用将折流板气流冲刷面与车辆通过面分离的方法,提出一种新型折流板方案,并对新型方案的车辆通过面和运动执行机构进行优化,以降低装置的重量及对动力源的需求。最后对新型装置的性能参数进行分析,为后续设计提供参考。

带折角偏流板对超音速尾喷流的影响

[目的]为研究战斗机在起飞或地面试车时偏流板的自身性能要求及其对周围流场的影响,以发动机典型轴对称收扩喷管和带折角的偏流板为研究对象,[方法]基于Fluent软件,针对喷管出口截面与不同偏流板转轴水平距离、偏流板不同偏转角和不同折角情况,对尾喷流后的偏流板前、后流场进行数值模拟,分析偏流板表面热力学参数及其周围流场的分布。[结果]结果表明,偏流板与喷管出口的水平距离越远,偏转角越小,偏流板上的压力与温度就越小;而水平距离越远,偏转角越大,偏流板周围流场速度与温度越低,折角能有效加强偏流板对尾喷流的控制导向作用,增加偏流板后方的安全区域。[结论]计算结果对偏流板的研究和设计具有一定的指导意义。

深弹引信错位式隔爆机构设计与仿真研究

为了提高引信隔爆机构的安全和可靠性,设计一种新型的泄爆式隔爆机构。应用非线性有限元软件LS-DYNA对隔爆机构的可靠性进行了数值模拟分析,通过试验对比分析数值模拟结果,试验与数值模拟结果基本一致。试验和仿真结果表明,带有导流槽的隔爆机构对水压杆的破坏作用不明显,导爆管没有发生殉爆,能够很好的实现隔爆的目的。采用导流槽式的隔爆机构满足了传爆序列的安全设计要求,并且在实现隔爆目的的条件下铝制水压杆比钢制式的更有着易加工和低成本优势。

一种射流式冷却挡焰板的气动设计与数值分析

[目的]目前,美、俄两国航空母舰的挡焰板均采用海水冷却系统,虽然水冷效果较好,但存在管路复杂、维修和维护不便等问题。因此,[方法]借鉴涡轮叶片气膜冷却的方式,利用气体射流可以带走和隔离发动机高温尾喷流的特点,提出不依赖冷却水的射流冷却式挡焰板方案。对挡焰板上形成冷却气膜的射流槽位置和开孔数进行研究,运用CFD方法对采用不同射流孔方案的挡焰板温度等指标进行计算,并对其冷却效果进行对比分析,以验证该方案的可行性。[结果]结果表明,射流冷却方式可将挡焰板上95%表面核心区的平均温度降至可接受的范围。[结论]该隔热冷却方式效果显著,可有效实现对挡焰板的热防护。所提设计方案和数值分析方法对新型挡焰板方案及冷却方式设计具有一定的借鉴作用。

航天发射场导流槽综合性能评价指标体系研究

导流槽是航天发射场的重要核心设施,作用是排导火箭发动机产生的高温高压燃气射流。基于计算流体动力学原理,利用理论分析、试验研究和数值仿真方法,开展发动机燃气射流在导流槽内部流动特性以及射流噪声传播和辐射特性等火箭发射环境效应问题研究,对导流槽设计中关心的冲击、烧蚀、通畅性以及喷水冷却系统的效率和噪声防护等问题进行评价,初步建立导流槽优化设计综合性能评价指标,为导流槽综合性能设计提供重要的参考依据。

基于射流冲击作用的舰机适配性数值分析与优化

准确分析和控制射流冲击对航母甲板环境的影响是新型喷气偏流板设计和布局的关键所在。为了确定射流冲击影响最小的偏流板布局,运用有限体积法,采用分区混合网格方案,结合雷诺时均纳维斯托克斯(RANS)方程和SST k-ω湍流模型对喷气偏流板在不同布局下的射流冲击效应进行三维数值模拟。选取舰载机双发动机全加力状态时喷气偏流板与发动机距离不同、喷气偏流板倾角不同共12种布局组合进行射流冲击效应的对比计算,计算结果显示了喷气偏流板各布局下的流场参数、传热特性、尾喷口温升、冲击力和力矩等分布规律。定性和定量分析了燃气射流冲击下温度场和速度场的危险区域,结果表明,偏流板与发动机距离5 m、偏流板倾角45°时的布局更有利于将燃气射流向上引导。在此基础上,基于倾角最小化原则及二次导流原理优化设计了一种导流隔热性能好、工作稳定性高的被动隔热式喷气偏流板装置。

偏流板对发动机进口温升影响研究

为研究偏流板升起条件下发动机进口温升的变化,采用计算流体动力学的方法,计算了不同的发动机推力状态、偏流板板位角、偏流板与发动机距离对流场和发动机进口温升的影响。结果表明:在偏流板升起时,随着发动机推力状态的升高,发动机进口温升逐渐增大;随着板位角的增大,高温燃气沿甲板向发动机进口方向扩散范围越大,进口温升逐渐增大;在相同发动机推力状态和板位角时,增加偏流板与发动机距离可显著减小发动机进口温升。

喷气偏流板装置动力学分析及仿真

通过分析喷气偏流板装置执行机构的工作原理,建立了该机构连杆几何尺寸与运动角度参数的关系方程,研究了偏流板装置各构件解除约束后的受力状态,并建立了力学平衡方程,得出了偏流板装置驱动力计算公式,然后在MATLAB平台上进行了力学仿真。仿真结果验证了理论分析的正确性,可为后续该装备的液压系统设计提供理论参考依据。

基于AMESim的喷气偏流板机械系统性能研究

介绍了美军MK7型喷气偏流板机械系统组成并给出其机构运动简图。在一定假设条件下,利用AMESim软件建立喷气偏流板装置机械系统的仿真模型,在一定输入下对喷气偏流板装置机械系统的运动和动力性能进行仿真分析。结果表明:MK7型喷气偏流板具有较好的运动和动力性能,但在承受舰载机尾焰喷射作用时的承力性能仍有改进空间。研究结果为喷气偏流板创新性设计提供参考。

基于改进复数矢量法的航母喷气偏流板装置运动分析

改进了平面机构运动分析的复数矢量法,并应用于航母喷气偏流板装置七杆执行机构的运动分析。介绍了复数矢量法并将其扩展,实现了利用复数表示矢量的点乘和叉乘,给出了基于改进复数矢量法推导航母喷气偏流板装置的运动方程,计算得出了解析解,在给定的结构参数下利用MATLAB对喷气偏流板装置进行计算得出了机构的运动线图,验证了基于改进复数矢量法进行机构运动分析的有效性与正确性。

多喷管运载火箭尾焰对导流槽的冲击特性研究

本文以多喷管运载火箭发射平台为研究对象,采用数值模拟方法对动力系统尾焰冲击特性开展深入研究。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD离散格式,建立了多喷管运载火箭燃气射流模型,并分别得出运载火箭尾焰对单侧导流槽、双侧楔型导流槽和双侧圆锥型导流槽三种不同导流槽拓扑型面的冲击流场。数值研究表明:喷管中心轴线与导流槽相交点区域为导流面的压强、温度峰值点,双侧导流槽对降低多喷管尾焰射流交互的影响比单侧导流槽更好。双侧楔型导流槽将火箭燃气往两侧分流,双侧圆锥型导流槽沿着360°方向分流,且圆锥型导流面温度、压强峰值较双侧楔型导流槽降低18%、51%。本文的研究结果对运载火箭发射平台的燃气导流槽总体方案设计及其导流性能优化具有重要的理论意义和工程应用价值。

舰面飞机尾喷流对进气道温度场影响的仿真分析

舰载机在加力起飞时通过舰面安装的偏流板将高温尾喷流引向空中排出,避免了高温尾喷流损伤舰面工作人员和舰载设备,但一部分高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流受发动机抽吸作用的影响,容易被进气道吸入,导致发动机推力降低,严重时诱发发动机喘振,危害舰载机的使用安全。为了获得高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流场流动机理以及参数影响规律,采用数值仿真分析方法开展了研究。首先,通过公开的试验数据验证了仿真分析方法的准确性;然后,完成了舰面环境下某型舰载机双发尾喷流冲击偏流板后的流动机理和温度场特征分析,获得了高温气体被进气道吸入的动态流动特性和进气道出口的温升率;最后,通过研究发动机转速不对称、来流风速、尾喷口到偏流板距离等参数对进气道出口温度畸变强度的影响规律,获得了尾喷口到偏流板的距离对回流场整体强度与分布起决定作用,以及进气口的位置影响进气道抽吸流场与回流场的耦合特性这一结论。