超声速静风洞设计和流场校侧

论述了静风洞概念并设计和建立了一座小型静风洞SQWT-120。SQWT-120的设计马赫数为4.0,喷管出口直径为120mm,Re=0.46~1.78×107,运行时间为6~60s。测量结果表明,喷管出口马赫数为3.8,在x从160~438mm一段轴向距离内,ΔM/-M≯±1.2%。在P0=0.4MPa,喷管出口6cm处,静压脉动值不超出0.1%,风洞工作时间15s,具备静风洞试验能力。     

航空发动机在超声速引射系统中的应用分析

航空发动机可以对空气增压,并且增加气流温度,理论上存在应用于超声速引射系统的可能。分析了气源对引射器性能的影响以及引气对航空发动机的影响,介绍了3种航空发动机在超声速引射系统中可能的布局方案。针对某领域内的排气参数要求,分别对3种布局方案进行了计算分析。计算结果表明,当上游气体压强为0.044×10⁵ Pa和0.029 3×10⁵ Pa时,通过合理选择发动机的布局以及工作参数,发动机可以直接将上游气体排出或者作为驱动气源应用于超声速引射系统。     

超声速燃烧火焰放热区结构CH-PLIF成像技术

超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器的关键部件之一,超燃冲压发动机燃烧室内火焰结构的研究对揭示超声速燃烧的稳焰机理具有重要意义。利用平面激光诱导荧光（Planar Laser-Induced Fluorescence,PLIF）技术测量了超声速燃烧直连式试验台燃烧过程中重要自由基CH的二维分布,实现了超声速燃烧火焰放热区结构的可视化。在开敞空间的低速射流火焰炉中使用甲烷/空气预混火焰对CH-PLIF技术进行了初步验证和系统优化,再利用CH-PLIF技术在凹腔稳焰的超燃直连台上实现了超声速燃烧火焰放热区结构的二维可视化,并与OH-PLIF和CH自发辐射测量结果进行了对比。实验结果表明,在开敞空间的低速射流预混火焰中,火焰放热区会发生扭曲、褶皱和分裂等现象,随着雷诺数的增大,火焰锋面褶皱程度更加显著;在凹腔稳焰的超声速燃烧中,火焰放热区高度褶皱和破碎,放热区结构的厚度为0.5～6.5 mm,同时也存在放热区的分裂与剥离等现象。CH-PLIF技术能够以较高的空间分辨率更准确地呈现凹腔超声速火焰放热区的结构,其在凹腔稳焰的超声速燃烧诊断中具有重要的应用价值。     

超声速气流中液体横向射流一次破碎过程

发展显微成像方法获得空间分辨率为1.57 μm/pixel的近场射流瞬态图像,分析超声速气流中液体横向射流表面波演化规律。采用流体体积法获得射流的三维形态及近场流场特征,研究近场流场结构及气液作用。射流的一次破碎过程主要有表面破碎和液柱破碎。其中表面破碎由气液剪切引起的K-H不稳定主导,液柱破碎由气液加速引起的R-T不稳定主导;射流柱表面局部压力的脉动是诱导产生射流迎风面表面波并促使其沿射流方向发展的主要原因;射流柱与超声速气流作用形成背风面回流,近壁面液雾主要由表面破碎及背风面回流输运的液滴组成。     

超声速欠膨胀冲击射流数值模拟

超声速欠膨胀冲击射流有着重要的实际应用价值,如S/TOVL飞行器、火箭发射、除尘等。其流场结构复杂,包含间断激波、反射激波、马赫盘、滞止泡以及冲击平面传热不同于亚声速冲击射流的特点。为了分析超声速欠膨胀冲击射流流场和传热,采用有限体积法,结合k-l湍流模型以及二阶精度的TVD格式进行数值模拟:对比实验和k-ε湍流模型的努赛尔数,得出k-l湍流模型在传热问题中更具优势;对比阴影图和计算密度云图以及对比冲击平面压力系数的实验值和计算值,验证了k-l湍流模型模拟超声速欠膨胀冲击射流流场的合理性;采用k-l湍流模型研究3种冲击高度(3D,6D,10D),3种压比(2.0,3.4,4.4),3种喷管总温(493 K,591 K,580 K)下,冲击平面温度分布。数值研究结果对分析超声速欠膨胀冲击平面的烧蚀有一定的指导意义。     

横向扰动对超声速混合层被动标量混合影响分析

采用大涡模拟数值计算二维空间发展的超声速混合层,重点分析横向扰动对混合层的标量结构、标量厚度以及标量体积卷吸率的影响。采用理论模型验证了数值方法在计算标量混合特性方面的准确性。结果表明,横向扰动频率和振幅明显影响着混合层的标量增长率和卷吸率。高频扰动增大了混合层近场标量增长率和卷吸率,但是低频扰动改善了混合层远场标量增长率。大尺度涡卷吸过程对混合层标量卷吸率起决定作用。多频扰动有效地增强了超声速混合层的标量混合。     

激波对超声速流中横向射流的影响

为了揭示激波对超声速流中横向射流的影响,在超声速流中利用长9mm、坡度为23°的斜坡产生激波。组合利用高速摄影仪和纹影仪拍摄激波入射在气体和液体射流的不同位置,以及相同位置不同喷注压降时的流场纹影和阴影图像。结果表明,激波对气体和液体横向射流的影响基本相同,都表现为入射激波增强了湍流度,扩大了燃料空间发展区域,增强了与主流的混合,激波入射在射流的前部比射流的后部影响大。     

凹腔超声速流场结构的试验研究

对超声速冷流情况下凹腔流场特性进行了试验和数值仿真研究,分析了不同构型的凹腔对超声速流场的影响。研究结果表明,在5～9范围内长深比L/D对凹腔流场结构基本没有影响;在30°～60°范围内,凹腔后壁倾角θ不会改变凹腔流场整体结构和特征,但对剪切层的空间发展和凹腔回流区结构有比较大的影响。     

无限质量降落伞充气动力学数值模拟

为分析降落伞火星再入环境下的超声速开伞性能,基于任意欧拉-拉格朗日罚函数法和多介质任意拉格朗日欧拉算法,求解可压缩流场与降落伞结构的耦合动力学模型。数值模拟盘缝带伞超声速开伞过程外形变化,预测气动力作用下的伞衣织物三维结构动力学行为。结合风洞试验数据,对比分析降落伞开伞性能和前置体对伞衣充气外形的影响。最终给出超声速伞周围非稳态流场的尾流和激波分布。仿真结果表明:盘缝带伞在超声速开伞过程中被完全充满且充气效果良好,未出现塌陷情况;随着来流马赫数的增加,降落伞阻力系数逐渐减小,充气时间缩短。仿真结果与试验结果保持一致,验证了所提方法的有效性。     

舰炮弹丸对零航路捷径超声速导弹的侵彻分析

以零航路捷径下小口径舰炮弹丸对超声速反舰导弹的侵彻毁伤效果为研究方向,仿真计算了零航路捷径下小口径舰炮弹丸与超声速反舰导弹的交汇姿态,建立了反舰导弹模型,在此基础上就不同侵彻部位及交汇角度条件下小口径舰炮弹丸对超声速反舰导弹的侵彻毁伤效果进行了有限元仿真,得出了具有统计意义的仿真结果,总结了弹丸无法毁伤导弹战斗部的几点因素。研究对有效评价小口径舰炮弹丸对超声速反舰导弹的毁伤效果以及对导弹整体的易损性分析提供了理论参考。