富燃燃气发生器在流量扰动下的压力响应特性

以某型富燃燃气发生器为研究对象,通过主动诱导方式在燃气发生器内部激发高频声波,分析燃气发生器中不同监测点位置在不同诱导频率下的压力响应特性。结果表明:流量扰动的加入并没改变燃气发生器在设计工作状态下的压力主频分布,但主频幅值会因扰动的加入而增大;燃气发生器中的扰流环将预混室与燃烧室隔离开,阻碍了纵向压力波向燃烧室的传播,且对高频压力波的阻尼作用更大;预混室与燃烧室有不同的声学特性,应独立分析预混室与燃烧室的压力响应特性。     

脉冲等离子体对超燃凹腔燃料喷流的影响

为了研究在脉冲控制方式下,准直流横向放电等离子体对超燃冲压发动机燃烧室燃料喷流流场的影响,构建了脉冲控制下准直流横向放电等离子体模型,分析了不同脉冲控制频率下等离子体对凹腔喷流流场特征结构、燃烧室总压损失、喷流下游掺混效率的影响。结果表明:脉冲控制模式下,等离子体能够有效控制喷流上游分离激波位置与强度、幅度,导致凹腔流场参数周期性波动,使得燃料与主流的掺混效率提高,与定常控制方式相比脉冲控制方式能够减小压力损失。     

超临界环境两组分煤油替代物液滴的蒸发特性

为研究超临界环境下煤油液滴的蒸发特性,以质量分数为80%正癸烷和20%1,2,4-三甲基苯作为煤油替代物,利用全瞬态液滴蒸发模型进行仿真研究,只有环境压力和环境温度大于2～3倍组分的临界压力和临界温度时,液滴表面才能达到临界点。仿真结果表明：环境压力越高,蒸发速率和液滴表面温度的升温速率越大;相比于环境压力,环境温度的增大能极大地加快蒸发速率和液滴表面的升温速率,且当环境压力和环境温度较高时,两者对液滴在蒸发过程中所能达到的最大温度影响不大。     

SDBD等离子体中正、负离子的动量传递效率

为研究表面介质阻挡放电(SDBD)等离子体体积力密度的产生机理,采用粒子图像测速技术测量了SDBD激励器的诱导射流。发现采用正极性纳秒脉冲激励时诱导射流从植入电极指向暴露电极,与一般交流激励SDBD诱导射流方向相反,说明负离子对体积力密度的产生具有重要影响。同时,数值模拟了正极性纳秒脉冲激励下SDBD放电过程,得到了正离子、负离子和电子浓度分布随时间的演化情况;计算了正离子、负离子产生的时均体积力密度,发现整个脉冲放电周期内负离子数密度一直低于正离子,其产生的体积力密度绝对值远小于正离子情况,与实验结果进行对比表明负离子动量传递效率要远高于正离子,正离子的动量传递效率应低于37.9%。电流计算结果表明,放电过程中出现了2个连续正向放电和1个反向放电。     

正弦激励的大气压空气放电过程和作用机制

为了从机理上研究大气压介质阻挡表面放电,采用数值方法模拟了正弦激励下的放电过程,得到了随时间变化的电子浓度、离子浓度、电场、电极电流以及体积力,分析了放电电流特征,发现等离子体放电起动时的伪辉光-辉光-丝状放电模式转换过程,电子雪崩不对称-电场不对称-体积力不对称是正弦激励产生单向体积力的机理,推-拉机制为等离子体流动控制的作用机制,而负半周期诱导速度更大的原因在于粒子惯性延迟。最后,提出了一个初步的电势优化波形。     

氢氧混合气等离子体助燃放电过程模拟

为研究等离子体辅助燃烧的化学反应机理,数值模拟了氢-氧混合气中的交流激励介质阻挡放电过程,考虑了包括O+、2O+、+2H、H+4种正电荷粒子,电子、O-、2O-、3O-、OH-、H-6种负电荷粒子,以及O、O2、O3、H2、H、OH、H2O 7种中性粒子等17种组分、47种反应,以分析放电产物的时间和空间特性以及气体压力的影响。结果表明:O和H原子是等离子体辅助燃烧的主要活性成分,2O+、OH和OH-也有一定影响;O原子在整个放电周期内密度变化很小,H原子密度随时间变化相差2个量级以上;随着气压降低,O和H原子的电离度先增大后降低,0.8P0(P0=1.01325×105Pa)时最高;从高压电极到地电极,O原子的电离度逐渐降低,H原子电离度则先增大后降低,最大值靠近放电区域中心点。     

偏二甲肼/四氧化二氮火箭发动机尾焰流场特性三维仿真研究

以偏二甲肼/四氧化二氮（UDMH/NTO）火箭发动机为研究对象,采用κ-ε湍流模型,运用PISO算法分别对发动机内流-场和尾焰流场进行三维仿真。采用相同方法计算液氢/液氧（LH2/LOX）火箭发动机尾焰,仿真结果和试验结果吻合得较好,证明了计算模型的正确性与有效性;同时对比分析了UDMH/NTO发动机与LH2/LOX发动机尾焰流场特性。结果表明,两者具有相似的温度和马赫数变化趋势,但是UDMH/NTO发动机尾焰核心区温度相对较低,而LH2/LOX发动机尾焰将更快衰减至亚声速射流。     

制导动能弹最优初始参数计算方法研究

利用制导律和状态参数的代数关系,将带有控制量的微分方程组转化为由状态参数表示的微分方程组,然后利用伪谱法的思想,将由状态参数表示的微分方程组离散成为由一系列状态参数表示的非线性代数方程组,进而将制导动能弹的初始参数优化问题转换成为非线性规划问题,运用序列二次规划法求解最优初始参数。通过计算某型动能弹在不同速度下的最小初始倾角,并与蒙特卡洛计算结果以及在某一初始参数条件下制导方程计算结果对比发现,该方法用于计算多种约束下的制导动能弹最优初始参数是可行的。通过研究分析初始速度和初始倾角对命中性能的影响,进一步验证了该方法的可行性。     

协同吸气式火箭发动机性能优化研究

在H=15~25 km、Ma=2.5~5的飞行区间内,以提高SABRE循环效率为目标开展了优化研究,提出了两种优化方案,建立了SABRE发动机性能参数计算模型,计算了预冷器氦气出口温度提高50 K、氦气涡轮进口温度提高50 K和采用氦再循环方案后发动机推力、比冲和循环效率随飞行高度的变化规律。结果表明:预冷器氦气出口温度提高50 K,循环效率平均提高1.79%,比冲平均提高2196 m/s;氦气涡轮进口温度提高50 K,循环效率平均提高3.95%,比冲平均提高4833 m/s;采用氦再循环方案,循环效率平均提高3.4%,比冲平均提高4154 m/s;但分别造成推力1%、2%和1.8%的下降,这是氢流量减少造成的。预冷器氦气出口温度和氦气涡轮进口温度得以提高的关键是设计出更加快捷、高效的预冷换热器,但具有较大的技术难度,氦再循环方案实现较为容易,但只工作于20 km以上的飞行高度,并且增加了发动机结构质量。当前技术条件下可优先发展氦再循环技术,长远考虑应发展预冷换热器相关技术,加强在材料、设计、加工等方面的创新研究。     

液氧/甲烷火箭发动机燃烧稳定性影响规律分析

预防和控制燃烧不稳定性是液氧/甲烷火箭发动机研制过程中的一项重要工作.对液氧/甲烷火箭发动机的燃烧过程进行单相、两相流场数值仿真,分析得到混合比、甲烷喷前温度、液氧雾化直径对发动机燃烧稳定性的影响规律.结果表明:燃烧室内易出现中频燃烧不稳定性;混合比的影响较为明显,对于某一工况,存在易发生不稳定燃烧的混合比区间;甲烷喷前温度的影响较小;液氧雾化直径较小易导致燃烧不稳定,燃烧室喷注器设计时需折中考虑雾化质量与燃烧效率等方面的因素.