- 黄思源;权晓波;郭凤美;符松;
针对多级火箭级间热分离这一复杂环境条件下的级间段流场进行了数值研究。计算采用AUSM+有限体积格式,针对相应的流场假设,分别求解了非定常轴对称和非定常三维Faver平均的Navier-Stokes方程。两种计算结果的比较表明,由级间排气口的分布而引起的三维效应主要集中在喷管与火箭外壳所围成的空腔内部,而喷管内部由于流速很高,排气口带来的三维效应对管内上游流动影响很小。计算结果可为级间分离段和发动机热防护的设计提供参考。
2007年02期 No.152 113-117页 [查看摘要][在线阅读][下载 472K] [下载次数：366 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：15 ] |[阅读次数：0 ] - 周松柏;郭正;高嵩;刘君;
为了预估某火箭发动机的压力冲击效应大小,基于薄层近似三维N-S方程,利用有限差分数值离散方法,对该火箭发动机一定工况下的喷流与防护板作用而形成的动态流场进行了数值模拟,得到了非定常流场云图和防护板随时间变化的受力曲线。结果表明:火箭发动机喷流与防护板形成的流场呈现出高度非线性的特点;喷流的压力冲击效应具有明显的非定常特性,且从力学性能上可能导致防护板来回摆动;该工况下喷流作用在防护板主要受力区域的气动力峰值为20万牛顿量级。
2007年02期 No.152 118-121页 [查看摘要][在线阅读][下载 287K] [下载次数：313 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：15 ] |[阅读次数：0 ] - 蔡文祥;赵坚行;张靖周;
在三维任意曲线坐标系下采用代数雷诺应力紊流模型模拟紊流粘性,Arrhen inus-EBU紊流模型模拟燃烧室内化学反应速率,采用随机轨道模型模拟气液两相之间的相互作用,数值分析不同进口气流参数对带双圆筒头部环形燃烧室两相紊流燃烧流场的影响,同时采用多维经验分析法预估燃烧室性能。通过两种工况计算表明:在最大工况下所得的燃烧流场和燃烧室性能均优于慢车工况。计算结果与试验数据符合较好,表明燃烧过程的数值模拟以及多维经验分析法可为燃烧室优化设计提供有用的设计依据,适合于工程应用。
2007年02期 No.152 122-126页 [查看摘要][在线阅读][下载 645K] [下载次数：184 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：14 ] |[阅读次数：0 ] - 洪流;Fusetti A;Rosa M D;Oschwald M;
为了解液氧/甲烷火焰在外界扰动作用下的表现,增进对燃烧不稳定性的理解,分别对两种喷剪切同轴式喷嘴结构进行了试验,试验采用单喷嘴矩形模型燃烧室,液氧以液态从中心喷嘴喷注,甲烷以气态从同轴的环形腔喷注。试验中,压力调节装置上的齿轮间断性地堵住和打开安装在燃烧室底部和主喷管旁边的辅助喷管出口,分别向燃烧室输入高频扰动。采用高速照相机记录火焰的OH辐射量,并采用阴影和纹影技术记录液氧的喷雾过程。试验成功激发起了燃烧室一阶横向和一阶纵向振型,在高频扰动作用下,还产生了两次强低频振荡。讨论了分离火焰的特征及其液氧射流在外界扰动作用下的表现和影响参数。
2007年02期 No.152 127-131+175页 [查看摘要][在线阅读][下载 725K] [下载次数：363 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：11 ] |[阅读次数：0 ] - 代淑兰;许厚谦;
采用三维非定常化学反应控制方程组对驻定在带攻角高速飞行弹丸上的斜爆轰波流场进行了数值模拟。对流项和化学反应项采用时间分裂法,分别用TVD格式和基元反应模型进行处理。计算结果表明三维数值模拟可以更准确的描述弹丸飞行攻角对爆轰波的形成及结构的影响,是进一步研究超驱爆轰推进技术的重要手段。
2007年02期 No.152 132-134页 [查看摘要][在线阅读][下载 465K] [下载次数：159 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：6 ] |[阅读次数：0 ] - 陈方;陈立红;张新宇;
为分析凹腔火焰稳定器在超声速燃烧室中的流动特性,运用数值模拟方法研究了凹腔对H2超声速燃烧的作用规律。通过对比分析不同凹腔长深比L/Du,后缘倾角θ,后缘深度Dd和H2喷射位置Ljet对燃烧室性能的影响,发现凹腔的火焰稳定机制主要在于富含自由基的高温回流区;L/Du=7~9,θ=30°,Du/Dd=1.0和Ljet=24mm的燃烧室强化混合燃烧的性能较好,可以获得较高的燃烧效率和总压恢复。
2007年02期 No.152 135-140页 [查看摘要][在线阅读][下载 734K] [下载次数：386 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：19 ] |[阅读次数：0 ] - 徐磊;常海萍;毛军逵;张镜洋;
为对纯气膜出流冷气侧气膜孔局部换热特性进行实验研究。取气膜孔前后3倍气膜孔径范围为研究对象。通过改变来流雷诺数、气膜出流与来流流密比以及通道高度与气膜孔径比(小于1范围内),对气膜孔的“溢流效应”进行了研究。研究发现,气膜孔局部的换热均随来流雷诺数、气膜出流与来流流密比的增加而强化,随通道高度与气膜孔径比的增大而降低;孔后的换热要好于孔前的换热,各种通道高度与气膜孔径比下,孔后1倍孔径区域努塞尔数普遍比孔前提高大约20%以上;在气膜孔前后越靠近孔的地方换热越强。
2007年02期 No.152 141-143+203页 [查看摘要][在线阅读][下载 339K] [下载次数：252 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：10 ] |[阅读次数：0 ] - 刘爱华;王占学;
采用有限体积法求解二维守恒型雷诺平均N-S方程,数值模拟了单膨胀斜面喷管内外流场,研究了二次流喷射对单膨胀斜面喷管非设计状态性能的影响,给出了性能随喷射流量、喷射总压和喷射角度的变化规律。计算结果表明,在喷管下斜板尾缘进行二次流喷射可以提高喷管非设计状态性能,喷射流量和喷射角度是影响喷管性能提高的主要因素,并存在最优的喷射流量和喷射角度,喷射总压对喷管性能影响较小。
2007年02期 No.152 144-147页 [查看摘要][在线阅读][下载 495K] [下载次数：351 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：14 ] |[阅读次数：0 ] - 贺旭照;张勇;汪广元;倪鸿礼;乐嘉陵;
为了提升高超声速飞行器单壁膨胀喷管的升力和推力,对其进行了优化设计。介绍了超声速流场的分区推进求解技术、流动的时间迭代和超声速流动的空间推进求解方法。对高超声速飞行器的单壁膨胀喷管进行了参数化描述。实现了喷管二维网格的自动生成。借助成熟的单目标和多目标优化软件,对喷管的推力和升力进行了优化。优化后的喷管在推力和升力方面有了大的提高。所采用的超声速流场分区推进求解和空间推进求解技术使得优化过程在单个CPU上能快速完成。
2007年02期 No.152 148-151+224页 [查看摘要][在线阅读][下载 441K] [下载次数：478 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：29 ] |[阅读次数：1 ] - 罗明东;吉洪湖;黄伟;蔡旭;张勃;高潮;
为了获得涡扇发动机二元喷管热喷流的红外辐射特性,分别对喷口面积相等且宽高比分别为1,4,8,12和16的二元喷管的热喷流的红外辐射特性进行了测试,并与轴对称喷管进行了对比。喷管内涵通道的气流温度为500℃,外涵通道的气流温度为环境温度,内、外涵气流的流量比为1:3。通过实验,获得了各个喷管的热喷流在3~5μm波段的红外光谱辐射强度分布和积分强度。结果表明,采用宽高比大于1的二元喷管能够有效降低热喷流的红外辐射,但是在宽高比大于8以后二元喷管热喷流的红外辐射不再随宽高比的增加而明显减小。
2007年02期 No.152 152-156页 [查看摘要][在线阅读][下载 442K] [下载次数：457 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：30 ] |[阅读次数：0 ] - 李健;谷良贤;郭效芝;
选择进气道外压缩段的气流转折角为设计变量,以进气道的压升比为约束条件,分别以总压恢复系数和阻力系数为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6,飞行高度25 km,进气道出口气流方向与自由来流夹角等于0,°2,°4°和6°的条件下,对二维混压式高超声速进气道进行了优化设计,得到了优化的斜激波配置。优化结果表明,在所讨论的各种情况下,以阻力系数最小为目标得到的外压缩段斜激波系与以总压恢复系数最大为目标得到的外压缩段斜激波系基本相同,都近似为等强度斜激波系。运用数值模拟手段验证了等强度斜激波系配置原则,本文提供的方法可以用于二维混压式高超声速进气道的初步设计。
2007年02期 No.152 157-161页 [查看摘要][在线阅读][下载 302K] [下载次数：303 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：8 ] |[阅读次数：0 ] - 徐惊雷;沙江;林春峰;李念;张堃元;
为了研究厚度对活塞型激励器产生的零质量射流流场的影响,利用粒子影像测速仪对h=1.5 mm,2mm和3.5 mm三种不同狭缝厚度的零质量射流流场进行了实验研究。采用相位锁定技术,在一个振动周期内捕捉了12个不同相位时刻的流场图片。实验发现,合成射流时间平均流场的横向速度剖面与二维常规射流相似,具有自模化特性;合成射流的质量通量、动量通量、中心线速度的峰值与狭缝厚度成正比。随着狭缝厚度增加,与质量通量和动量通量峰值相应的距出口的无量纲距离减小,而与中心线速度峰值相对应的无量纲距离增加。
2007年02期 No.152 162-166页 [查看摘要][在线阅读][下载 609K] [下载次数：311 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：12 ] |[阅读次数：0 ] - 赵养正;刘前智;廖明夫;
研究了轴流压气机叶片采用非均匀栅距对叶片非定常力影响的问题,利用高分辨率格式求解准三维雷诺平均N-S方程。非定常流场计算采用了双时间步法与LU-SGS隐式解法耦合的方法。研究了带进口导叶的单级三排叶栅非定常流动,其中动叶栅距不变,而导叶和静叶采用非均匀栅距。对不同结构的计算分析表明,在导叶和静叶采用一定的非均匀栅距组合型式后,在保证压气机级的性能变化不大的同时,动叶表面所受非定常气动力的状况得到改善,这将有助于提高动叶片的疲劳寿命。
2007年02期 No.152 167-169+180页 [查看摘要][在线阅读][下载 357K] [下载次数：318 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：23 ] |[阅读次数：0 ] - 陈绍文;陈浮;王可立;谷君;王仲奇;
实验研究了叶片弯曲对不同叶型折转角环形扩压叶栅气动性能的影响,分析了叶栅出口总压损失和二次流速度矢量分布,并给出了壁面静压分布及壁面墨迹流动显示结果。研究结果表明,叶型折转角越大损失分布的对称性越差,根部损失增加明显;弯曲角度和叶型折转角的增大将使得正弯叶栅吸力面反“C”型静压分布加剧,60°叶型折转角叶栅中径处负荷随叶片弯曲角度变化的敏感性强,大弯角时气流易分离,导致总损失激增;综合来说,对比直叶栅,正弯15°叶栅在各种叶型折转角正弯叶栅中减小损失效果最好。
2007年02期 No.152 170-175页 [查看摘要][在线阅读][下载 794K] [下载次数：371 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：23 ] |[阅读次数：0 ] - 赵洪雷;颜培刚;韩万金;
在准三维设计基础上,采用多目标优化设计方法,给出一个多级涡轮气动优化设计流程,优化联合采用人工神经网络和遗传算法,流场计算采用全三维粘性流N-S方程求解。此优化设计流程有三个特点:针对每列叶栅的气动特性进行局部优化;各列叶栅反复多次优化;粗细网格交替使用。并采用此设计流程对一三级涡轮进行优化设计,效率提高1%,说明此方法可以有效的用于多级涡轮气动优化设计。
2007年02期 No.152 176-180页 [查看摘要][在线阅读][下载 482K] [下载次数：338 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：3 ] |[阅读次数：0 ] - 申慧君;夏智勋;胡建新;缪万波;
研究粉末燃料冲压发动机的理论性能,采用编制的热力计算软件,分别对以硼粉、铝粉、镁粉为燃料的发动机性能进行了计算,分析了不同参数对发动机比冲的影响趋势,为进一步研究及发动机设计奠定了基础。通过与常规液体燃料冲压发动机及固体火箭冲压发动机进行比较,说明了粉末燃料冲压发动机在比冲及体积比冲方面的优势。鉴于金属粉末燃烧产物中凝相物质含量高的特点,研究了两相流损失对发动机性能的影响。
2007年02期 No.152 181-185页 [查看摘要][在线阅读][下载 429K] [下载次数：566 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：27 ] |[阅读次数：0 ] - 缪万波;夏智勋;胡建新;赵建民;罗振兵;
基于燃气发生器式金属/水反应冲压发动机的构成形式,建立了发动机补燃室内流场两相反应计算模型,并在该模型下对给定的贫氧推进剂配方,及某模型发动机进行了模拟,得出了不同水喷射雾化角、铝颗粒燃烧模型、铝颗粒初始直径下反应物和产物组分、温度等发动机参数的变化趋势。结果表明,水喷射雾化角大有利于水滴蒸发及其与燃气的掺混;两种不同的铝颗粒燃烧模型结果差别不大;铝颗粒初始直径的大小对发动机性能有显著影响。
2007年02期 No.152 186-189页 [查看摘要][在线阅读][下载 331K] [下载次数：278 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：29 ] |[阅读次数：0 ] - 金涛;何立明;
为了获得脉冲爆震发动机的飞行性能参数随飞行高度和飞行速度的变化规律,在应用最小G ibbs自由能理论建立求解爆震燃烧的平衡成分及其浓度、平衡参数的基本关系式,据此对爆震波特性参数进行数值模拟的基础上,通过引入进气道和尾喷管建立了一定飞行状态下的多管自吸气式脉冲爆震发动机理论性能计算模型,对脉冲爆震发动机的性能随飞行高度、速度的变化趋势进行研究。结果表明,在不同飞行高度和飞行马赫数的状态下,脉冲爆震发动机性能有一定的变化规律,同时模型也考虑了加入尾喷管对性能的影响,为脉冲爆震发动机的性能分析与理论设计提供了依据。
2007年02期 No.152 190-193页 [查看摘要][在线阅读][下载 300K] [下载次数：219 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：5 ] |[阅读次数：0 ] - 蔡开龙;谢寿生;吴勇;
提出了一种航空发动机的Takagi-Sugeno(T-S)模糊模型辨识方法,该方法通过最小二乘法辨识模糊模型的后件参数,通过反向传播法辨识模糊模型的前件参数,并实现了模糊模型结构的自适应优化。以航空发动机机载记录数据为依据,通过对输入输出数据的学习建立了航空发动机的T-S模糊辨识模型,通过该模型对机载记录数据的辨识,结果表明该模糊辨识模型具有辨识精度高、鲁棒性强、容错性好等特点。
2007年02期 No.152 194-198页 [查看摘要][在线阅读][下载 495K] [下载次数：300 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：23 ] |[阅读次数：0 ] - 何保成;姚照辉;鲍文;常军涛;
将进气道一维流动的偏微分方程离散为一系列可积分的线性常微分方程,基于此创建了超声速进气道仿真模型,提出了一种基于SIMULINK的进气道仿真方法,模拟了来流参数和燃烧室反压扰动时流场内各个参数的变化规律。对一个一维变几何超声速进气道进行仿真,获得了结尾正激波的稳态特性及动态特性。该模型定义并输出了激波位置,有效地将一维超声速进气道的分布参数问题转换为零维问题,解决了系统分析与控制系统设计中无法实现集总参数的困难。
2007年02期 No.152 199-203页 [查看摘要][在线阅读][下载 364K] [下载次数：333 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：1 ] |[阅读次数：1 ] - 骆晓臣;张堃元;
针对目前对超燃冲压发动机阻力特性的需要,以侧压式进气道为例,分别以内壁面和捕获流管为分析体,对其内部阻力进行分类;以数值模拟为手段,给出了总阻力的大小及各项阻力的分配比例,并分析了进气道几何参数变化对阻力的影响关系。
2007年02期 No.152 204-207页 [查看摘要][在线阅读][下载 377K] [下载次数：236 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：13 ] |[阅读次数：1 ] - 傅强;樊丁;
对航空发动机的双变量解耦控制方法进行了研究,提出了一种基于遗传算法的PID神经网络解耦控制算法。该算法将遗传算法用于多层前向神经网络的连接权系数的学习,克服了BP算法易陷入局部权值的缺点,并具有PID神经网络控制器结构简单规范、动态和静态性能良好等优点。
2007年02期 No.152 208-210页 [查看摘要][在线阅读][下载 247K] [下载次数：442 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：20 ] |[阅读次数：0 ] - 汪洋海;李晓东;
通过实验比较了几种超声速喷流啸声的控制方法,包括附加三角凸台和开V形槽的收敛喷嘴。实验结果表明,带三角凸台和V槽的喷嘴对啸声幅值有明显的抑制,尤其是凸台喷嘴对啸声的模态也产生了明显的影响,但是啸声成分仍然存在,并且在上游方向依然占主导地位。在此基础上提出了一种新的控制方法——凸台加V槽的组合喷嘴,实验结果表明,组合喷嘴完全抑制了啸声,而且对于其它超音速喷流噪声成分的幅值也有一定程度的降低。最后还对各种结构喷嘴的气动推力损失进行了综合评估,结果表明组合喷嘴的推力损失介于V槽喷嘴和三角凸台喷嘴之间,平均推力损失在3%左右。
2007年02期 No.152 211-215页 [查看摘要][在线阅读][下载 495K] [下载次数：297 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：26 ] |[阅读次数：0 ]