推进技术
2015年第36卷第6期文章目次
2015, 36(6):801-807.
摘要:
为了更好地了解热水火箭发动机的工作特性，建立了热水火箭发动机内流场的数值计算模型，对发动机非稳态的工作过程进行模拟，并与实验数据对比进行验证。通过对发动机工作过程的研究，发现在发动机工作过程中，喷管之前相变较缓慢，而在喷管中相变比较剧烈，从而使得喷管部分的气体体积分数梯度较大，越靠近出口，气体体积分数越大，出口气体体积分数高达90%以上，其温度越低。发动机内部压力首先急剧降到初始温度对应的饱和压强，然后缓慢降低。把热水火箭发动机的工作过程分为三个阶段:初始段、中间段和拖尾段。发动机的总冲主要集中在中间段，约占总比冲的70%以上。
为了更好地了解热水火箭发动机的工作特性，建立了热水火箭发动机内流场的数值计算模型，对发动机非稳态的工作过程进行模拟，并与实验数据对比进行验证。通过对发动机工作过程的研究，发现在发动机工作过程中，喷管之前相变较缓慢，而在喷管中相变比较剧烈，从而使得喷管部分的气体体积分数梯度较大，越靠近出口，气体体积分数越大，出口气体体积分数高达90%以上，其温度越低。发动机内部压力首先急剧降到初始温度对应的饱和压强，然后缓慢降低。把热水火箭发动机的工作过程分为三个阶段:初始段、中间段和拖尾段。发动机的总冲主要集中在中间段，约占总比冲的70%以上。
2015, 36(6):808-815.
摘要:
为了研究湍流扩散火焰的燃烧特性和局部熄火现象的机理，使用火焰面/反应进度模型对Sandia湍流值班射流火焰E进行大涡模拟。火焰面/反应进度模型适用于非预混燃烧，基于守恒标量和反应标量构建火焰面数据库，将详细的化学反应过程映射到这两个特征标量的平面上。数值模拟结果与实验数据符合得较好，火焰面/反应进度模型能较好地模拟湍流扩散火焰和预测火焰的不稳定性。研究发现，火焰在轴向距离与中心射流直径比值为7.5至15的截面处局部熄火概率较大，这与该位置标量耗散率偏大有关；火焰在轴向距离与中心射流直径比值为30以后的流场重新点燃，原因是混合物分数和当量比变小，火焰更多处于贫燃状态。
为了研究湍流扩散火焰的燃烧特性和局部熄火现象的机理，使用火焰面/反应进度模型对Sandia湍流值班射流火焰E进行大涡模拟。火焰面/反应进度模型适用于非预混燃烧，基于守恒标量和反应标量构建火焰面数据库，将详细的化学反应过程映射到这两个特征标量的平面上。数值模拟结果与实验数据符合得较好，火焰面/反应进度模型能较好地模拟湍流扩散火焰和预测火焰的不稳定性。研究发现，火焰在轴向距离与中心射流直径比值为7.5至15的截面处局部熄火概率较大，这与该位置标量耗散率偏大有关；火焰在轴向距离与中心射流直径比值为30以后的流场重新点燃，原因是混合物分数和当量比变小，火焰更多处于贫燃状态。
2015, 36(6):816-823.
摘要:
火焰面模型已被广泛应用于层流和湍流火焰的模拟中，然而对包含多种火焰机制的复杂燃烧场，针对单一火焰机制的一维层流火焰面模型不能准确地还原其内部的火焰结构特征。为了解决以上问题，基于由Nguyen等提出的多维火焰面生成流形方法(MFM)，发展了一种新的交互迭代式Z-C多维火焰面模型。通过层流抬举火焰的模拟，以直接求解详细化学反应的DNS解为参照解，以确定新模型的模化精度，并与一维预混火焰面生成流形方法(premixed FGM)进行了对比。通过对不同模型解的分析可以得出，相比于只能捕捉一种火焰特征的一维火焰面模型，多维火焰面模型可以同时捕捉多机制火焰结构中的扩散和预混特征。使用新的多维火焰面模型求解可以在计算量减小一个数量级的前提下，得到接近DNS参照解的模型精度。
火焰面模型已被广泛应用于层流和湍流火焰的模拟中，然而对包含多种火焰机制的复杂燃烧场，针对单一火焰机制的一维层流火焰面模型不能准确地还原其内部的火焰结构特征。为了解决以上问题，基于由Nguyen等提出的多维火焰面生成流形方法(MFM)，发展了一种新的交互迭代式Z-C多维火焰面模型。通过层流抬举火焰的模拟，以直接求解详细化学反应的DNS解为参照解，以确定新模型的模化精度，并与一维预混火焰面生成流形方法(premixed FGM)进行了对比。通过对不同模型解的分析可以得出，相比于只能捕捉一种火焰特征的一维火焰面模型，多维火焰面模型可以同时捕捉多机制火焰结构中的扩散和预混特征。使用新的多维火焰面模型求解可以在计算量减小一个数量级的前提下，得到接近DNS参照解的模型精度。
2015, 36(6):824-831.
摘要:
利用暂冲式环形射流诱导非定常激波聚焦实验装置，在环形喷口宽度为9.4mm，喷口前后压比分别为6.1和17.9的条件下进行了环形射流聚心碰撞诱导非定常激波聚焦的实验研究，并以数值计算为补充，对流场的演化过程进行了详细的分析。结果表明，环形射流启动时形成的前导激波聚心碰撞是产生非定常激波的主要原因。在环形喷口宽度d=9.4mm，压比π=6.1的条件下，激波聚焦的峰值压力可达2.16MPa，为凹面腔内部初始压力的21.8倍。激波在凹面腔内聚焦后形成回传激波，凹面腔底部的气流经入射激波与回传激波两次压缩后，压力大大提升，向环形喷口回流，使下一循环中环形射流的欠膨胀度降低，前导激波强度也相应减弱，随之产生的非定常激波和激波聚焦强度也有所降低。此外，一个循环中输入凹面腔的能量由环形喷口宽度所决定，因此，当喷口前后压比大于临界压比1.89时，保持喷口宽度不变而仅改变喷口前后压比，所产生的非定常激波和激波聚焦强度基本不变。
利用暂冲式环形射流诱导非定常激波聚焦实验装置，在环形喷口宽度为9.4mm，喷口前后压比分别为6.1和17.9的条件下进行了环形射流聚心碰撞诱导非定常激波聚焦的实验研究，并以数值计算为补充，对流场的演化过程进行了详细的分析。结果表明，环形射流启动时形成的前导激波聚心碰撞是产生非定常激波的主要原因。在环形喷口宽度d=9.4mm，压比π=6.1的条件下，激波聚焦的峰值压力可达2.16MPa，为凹面腔内部初始压力的21.8倍。激波在凹面腔内聚焦后形成回传激波，凹面腔底部的气流经入射激波与回传激波两次压缩后，压力大大提升，向环形喷口回流，使下一循环中环形射流的欠膨胀度降低，前导激波强度也相应减弱，随之产生的非定常激波和激波聚焦强度也有所降低。此外，一个循环中输入凹面腔的能量由环形喷口宽度所决定，因此，当喷口前后压比大于临界压比1.89时，保持喷口宽度不变而仅改变喷口前后压比，所产生的非定常激波和激波聚焦强度基本不变。
2015, 36(6):832-838.
摘要:
背景导向纹影(BOS)因其测试方法简单、测试区域宽、对流场无影响等特点，在超声速流场密度场的测量中有很好的应用前景。根据相关原理，搭建了BOS测试平台并对设计出口Ma=1.9处于严重过膨胀下的喷管出口密度场进行了测量。对实验获得的图像进行处理，获得了喷管出口区域内完整的定量密度场。运用计算流体力学对相同实验状态下喷管出口流场进行了精细的数值模拟。将其与实验结果进行了对比分析，发现实验结果与数值模拟所得的波系结构及激波强度都能够很好地吻合，特别在射流边界外的密度误差在1%以内。这证明了BOS技术能够在有复杂波系的超声速流场密度场测量中获得良好的结果，为超声速流场密度从传统的定性测量转变到定量测量提供了可靠的测试方法。
背景导向纹影(BOS)因其测试方法简单、测试区域宽、对流场无影响等特点，在超声速流场密度场的测量中有很好的应用前景。根据相关原理，搭建了BOS测试平台并对设计出口Ma=1.9处于严重过膨胀下的喷管出口密度场进行了测量。对实验获得的图像进行处理，获得了喷管出口区域内完整的定量密度场。运用计算流体力学对相同实验状态下喷管出口流场进行了精细的数值模拟。将其与实验结果进行了对比分析，发现实验结果与数值模拟所得的波系结构及激波强度都能够很好地吻合，特别在射流边界外的密度误差在1%以内。这证明了BOS技术能够在有复杂波系的超声速流场密度场测量中获得良好的结果，为超声速流场密度从传统的定性测量转变到定量测量提供了可靠的测试方法。
2015, 36(6):839-845.
摘要:
为提高[γ-Reθ]转捩模型在高超声速流动下的转捩预测精度，参考部分高超声速风洞的实验数据对该模型进行改进，在原始经验关联公式的基础上提出了转捩动量厚度雷诺数基于马赫数、湍流度、压力梯度因子的经验关联公式；选取高超声速平板绕流、高超声速圆锥绕流等算例对提出的经验关联公式进行了验证，并将原始经验关联公式和提出的经验关联公式计算得到的重要参数进行对比，分析了提出的公式的作用机理。结果表明:基于低速不可压流动经验关联公式的[γ-Reθ]转捩模型在高超声速流动中计算得到的流场中[Reθt]分布偏低(一般只有真实值的40%～60%)，进而导致边界层内[Reθt]偏低而过早达到转捩触发准则，与实验值相比所预测的位置可能提前10%(以参考长度为基准)甚至更多。新的经验关联公式有效地改善了这一问题，计算结果与实验值符合得更好。
为提高[γ-Reθ]转捩模型在高超声速流动下的转捩预测精度，参考部分高超声速风洞的实验数据对该模型进行改进，在原始经验关联公式的基础上提出了转捩动量厚度雷诺数基于马赫数、湍流度、压力梯度因子的经验关联公式；选取高超声速平板绕流、高超声速圆锥绕流等算例对提出的经验关联公式进行了验证，并将原始经验关联公式和提出的经验关联公式计算得到的重要参数进行对比，分析了提出的公式的作用机理。结果表明:基于低速不可压流动经验关联公式的[γ-Reθ]转捩模型在高超声速流动中计算得到的流场中[Reθt]分布偏低(一般只有真实值的40%～60%)，进而导致边界层内[Reθt]偏低而过早达到转捩触发准则，与实验值相比所预测的位置可能提前10%(以参考长度为基准)甚至更多。新的经验关联公式有效地改善了这一问题，计算结果与实验值符合得更好。
2015, 36(6):846-851.
摘要:
高空性是评价航空发动机齿轮泵性能的关键参数之一，为了获得摆线泵的高度特性曲线，并分析其影响因素，采用三维非定常数值模拟的方法，应用动网格技术对单级内啮合摆线齿轮泵的高空特性进行定量分析。结果表明:随着飞行高度增加，摆线泵内的空化现象加剧，供油流量减少；当飞行高度在8km以上时，容积效率随高度上升而急剧下降，且在相同的出口条件下，低转速摆线泵的容积效率明显高于高转速工况；当飞行高度在8km时，增大摆线泵出口压力，出口流量脉动幅度由时均流量的16%增至20%，且出口流量的脉动频率随摆线泵的转速加快而变大。所以，摆线泵在高空工作时，降低转速即可以满足供油需求，同时减少系统负担。
高空性是评价航空发动机齿轮泵性能的关键参数之一，为了获得摆线泵的高度特性曲线，并分析其影响因素，采用三维非定常数值模拟的方法，应用动网格技术对单级内啮合摆线齿轮泵的高空特性进行定量分析。结果表明:随着飞行高度增加，摆线泵内的空化现象加剧，供油流量减少；当飞行高度在8km以上时，容积效率随高度上升而急剧下降，且在相同的出口条件下，低转速摆线泵的容积效率明显高于高转速工况；当飞行高度在8km时，增大摆线泵出口压力，出口流量脉动幅度由时均流量的16%增至20%，且出口流量的脉动频率随摆线泵的转速加快而变大。所以，摆线泵在高空工作时，降低转速即可以满足供油需求，同时减少系统负担。
2015, 36(6):852-863.
摘要:
为进一步认识高负荷扩压叶栅内的流动机理和旋涡演变规律，采用经试验校核的数值方法，以具有60°折转角的NACA65-010叶型为研究对象，运用拓扑分析理论，探讨了叶栅流道内马蹄涡、通道涡、集中脱落涡和壁角涡等二次旋涡的生成、演绎与发展。分析认为，在高负荷扩压叶栅中，对流场影响最大的涡系结构为通道涡，通道涡在130%B截面转变为稳定的内旋结构，流道内的壁角涡由通道涡诱导形成，而出口角涡则是在叶片尾缘出口绕流与通道涡的综合作用下形成的，流场出口最终呈现出通道涡与集中脱落涡并存的稳定结构。最后给出了0°冲角下的三维旋涡结构示意图。
为进一步认识高负荷扩压叶栅内的流动机理和旋涡演变规律，采用经试验校核的数值方法，以具有60°折转角的NACA65-010叶型为研究对象，运用拓扑分析理论，探讨了叶栅流道内马蹄涡、通道涡、集中脱落涡和壁角涡等二次旋涡的生成、演绎与发展。分析认为，在高负荷扩压叶栅中，对流场影响最大的涡系结构为通道涡，通道涡在130%B截面转变为稳定的内旋结构，流道内的壁角涡由通道涡诱导形成，而出口角涡则是在叶片尾缘出口绕流与通道涡的综合作用下形成的，流场出口最终呈现出通道涡与集中脱落涡并存的稳定结构。最后给出了0°冲角下的三维旋涡结构示意图。
2015, 36(6):864-875.
摘要:
为进行燃气涡轮冷却结构的设计，在考虑总的温度分布系数(OTDF)及不考虑OTDF两种情况下，采用一套设计方法，完成了燃气涡轮第一级动叶冷却结构的整体设计。通过设计表明:采用管网计算，并通过三维导热计算进行热分析，最后通过气热耦合计算能够快速地设计出较佳的冷却结构；不考虑OTDF设计时，第一腔流量为16.9g/s，第二腔流量为40.8g/s，最大无量纲温度0.700，采用双进口蛇形通道，换热效果较佳，且结构设计较为简单；考虑OTDF时，为达到设计要求，第一腔流量为18.2g/s，第二腔流量为25.4g/s，第三腔流量为5.3g/s，最大无量纲温度0.752。通过多方案设计，得出在无气膜情况下，采用三个冷气进口多回转通道能够达到较好的冷却效果。
为进行燃气涡轮冷却结构的设计，在考虑总的温度分布系数(OTDF)及不考虑OTDF两种情况下，采用一套设计方法，完成了燃气涡轮第一级动叶冷却结构的整体设计。通过设计表明:采用管网计算，并通过三维导热计算进行热分析，最后通过气热耦合计算能够快速地设计出较佳的冷却结构；不考虑OTDF设计时，第一腔流量为16.9g/s，第二腔流量为40.8g/s，最大无量纲温度0.700，采用双进口蛇形通道，换热效果较佳，且结构设计较为简单；考虑OTDF时，为达到设计要求，第一腔流量为18.2g/s，第二腔流量为25.4g/s，第三腔流量为5.3g/s，最大无量纲温度0.752。通过多方案设计，得出在无气膜情况下，采用三个冷气进口多回转通道能够达到较好的冷却效果。
2015, 36(6):876-883.
摘要:
为了探讨先进旋涡燃烧室流动传热特性，基于场协同原理，对不同来流速度、来流温度、壁面温度及燃气当量比下燃烧室的速度场、温度场及其场协同角分布进行了数值模拟。结果表明，协同角较小的区域主要分布在后钝体后侧、凹腔内部以及进气通道横向中心截面上。旋涡区可以强化换热。随着来流速度及来流温度的增大，场平均协同角呈递减趋势；随着壁温的提高，场平均协同角增大；当量比小于1.0时，场平均协同角随着当量比的增大而增大，而达到1.0之后变化不明显。对于速度场与温度场，燃烧室中心截面的场协同性能最好，且体平均协同角大于面平均协同角。
为了探讨先进旋涡燃烧室流动传热特性，基于场协同原理，对不同来流速度、来流温度、壁面温度及燃气当量比下燃烧室的速度场、温度场及其场协同角分布进行了数值模拟。结果表明，协同角较小的区域主要分布在后钝体后侧、凹腔内部以及进气通道横向中心截面上。旋涡区可以强化换热。随着来流速度及来流温度的增大，场平均协同角呈递减趋势；随着壁温的提高，场平均协同角增大；当量比小于1.0时，场平均协同角随着当量比的增大而增大，而达到1.0之后变化不明显。对于速度场与温度场，燃烧室中心截面的场协同性能最好，且体平均协同角大于面平均协同角。
2015, 36(6):884-892.
摘要:
为了研究燃烧室内等直段直径的尺寸对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能及流场特性的影响，基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据，对不同等直段直径燃烧室工作过程进行数值模拟。采用基于压力的二阶迎风差分数值方法，物理模型为轴对称结构，燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(Finite-Rate/ Eddy-Dissipation)，湍流模型采用SST k-ω模型。PMMA燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定，分析不同等直段直径下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化。数值模拟结果显示:随着等直段直径的增大，燃烧室可由壅塞状态转变为超声速流动状态，增大至某一数值(约为16.5mm)附近时，燃烧室出口可以达到完全膨胀状态。同时，燃烧室的燃烧效率逐渐增大，出口处燃烧效率由62.45%增大至72.74%。总压损失也逐渐增大，出口处最大值可达52%，而燃烧室推力逐渐减小。
为了研究燃烧室内等直段直径的尺寸对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能及流场特性的影响，基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据，对不同等直段直径燃烧室工作过程进行数值模拟。采用基于压力的二阶迎风差分数值方法，物理模型为轴对称结构，燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(Finite-Rate/ Eddy-Dissipation)，湍流模型采用SST k-ω模型。PMMA燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定，分析不同等直段直径下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化。数值模拟结果显示:随着等直段直径的增大，燃烧室可由壅塞状态转变为超声速流动状态，增大至某一数值(约为16.5mm)附近时，燃烧室出口可以达到完全膨胀状态。同时，燃烧室的燃烧效率逐渐增大，出口处燃烧效率由62.45%增大至72.74%。总压损失也逐渐增大，出口处最大值可达52%，而燃烧室推力逐渐减小。
2015, 36(6):893-898.
摘要:
空气涡轮火箭或涡轮基组合冲压发动机中，混合装置对于提高燃烧效率具有重要的作用。为了提高燃气与空气的混合效率，针对波瓣型混合器提出了混合器出口轴向速度一致的原则来指导设计混合器。设计了两种不同类型的波瓣型混合器，并通过数值模拟分析了混合器出口截面形式和中心体端面对混合效率的影响。结果表明:混合器燃气与空气出口截面的面积比是波瓣型混合器设计的关键因素，恰当调整出口面积比使出口速度接近可以明显提高混合效率；中心体截面缩进和凸出会使混合效率降低。
空气涡轮火箭或涡轮基组合冲压发动机中，混合装置对于提高燃烧效率具有重要的作用。为了提高燃气与空气的混合效率，针对波瓣型混合器提出了混合器出口轴向速度一致的原则来指导设计混合器。设计了两种不同类型的波瓣型混合器，并通过数值模拟分析了混合器出口截面形式和中心体端面对混合效率的影响。结果表明:混合器燃气与空气出口截面的面积比是波瓣型混合器设计的关键因素，恰当调整出口面积比使出口速度接近可以明显提高混合效率；中心体截面缩进和凸出会使混合效率降低。
2015, 36(6):899-906.
摘要:
为深入掌握高压涡轮叶片带肋回转通道在旋转状态下的换热分布，建立了旋转内通道实验系统，利用瞬态液晶测量方法研究了动叶回转内通道模型的换热机理，比较了三维数值模拟和实验的换热结果。通道入口雷诺数为5000~17000，旋转数为0～0.09，旋转半径与水力直径之比为46.4。结果表明:不同雷诺数下回转内通道的局部换热系数分布相似，局部、平均换热系数均随雷诺数增加而增大；沿程展向平均换热系数呈多波峰状分布，肋的扰动强化换热沿流向逐渐减弱；径向出流通道的努赛尔数随旋转数增加明显增大，径向入流通道的努赛尔数随旋转数的增加略有减小；哥氏力使转弯下游通道的局部换热系数改变，肋间的高换热区域由前肋的背风面附近向两肋之间偏移。
为深入掌握高压涡轮叶片带肋回转通道在旋转状态下的换热分布，建立了旋转内通道实验系统，利用瞬态液晶测量方法研究了动叶回转内通道模型的换热机理，比较了三维数值模拟和实验的换热结果。通道入口雷诺数为5000~17000，旋转数为0～0.09，旋转半径与水力直径之比为46.4。结果表明:不同雷诺数下回转内通道的局部换热系数分布相似，局部、平均换热系数均随雷诺数增加而增大；沿程展向平均换热系数呈多波峰状分布，肋的扰动强化换热沿流向逐渐减弱；径向出流通道的努赛尔数随旋转数增加明显增大，径向入流通道的努赛尔数随旋转数的增加略有减小；哥氏力使转弯下游通道的局部换热系数改变，肋间的高换热区域由前肋的背风面附近向两肋之间偏移。
2015, 36(6):907-911.
摘要:
为了找到能够更好地预测材料低周疲劳寿命的方法，基于三参数幂函数公式，对引起材料疲劳损伤的原因进行分析，提出了描述损伤能密度与疲劳寿命关系的寿命预测模型。采用高温合金与钛合金等多种材料的低周疲劳试验数据对提出的模型进行分析验证，并将分析结果与传统的Masson-Coffin模型和三参数幂函数公式的分析结果进行对比。结果表明:所提出的损伤能密度模型对不同条件下的材料数据的拟合效果较好，七种不同条件下的材料数据拟合结果中，有六种的相关系数大于0.9，且所有条件下的寿命预测点都在2倍分散带以内，精度高于另两种模型，并且该模型能够确切地描述引起材料低循环疲劳损伤的原因，简洁明了。
为了找到能够更好地预测材料低周疲劳寿命的方法，基于三参数幂函数公式，对引起材料疲劳损伤的原因进行分析，提出了描述损伤能密度与疲劳寿命关系的寿命预测模型。采用高温合金与钛合金等多种材料的低周疲劳试验数据对提出的模型进行分析验证，并将分析结果与传统的Masson-Coffin模型和三参数幂函数公式的分析结果进行对比。结果表明:所提出的损伤能密度模型对不同条件下的材料数据的拟合效果较好，七种不同条件下的材料数据拟合结果中，有六种的相关系数大于0.9，且所有条件下的寿命预测点都在2倍分散带以内，精度高于另两种模型，并且该模型能够确切地描述引起材料低循环疲劳损伤的原因，简洁明了。
2015, 36(6):912-919.
摘要:
冲压发动机进气道扩压段局部结构弹性较大时，壁板振动与跨声速非定常流动相互耦合，影响进气道整体性能。基于流固耦合方法，研究了扩压器内跨声速流动与局部弹性壁板的耦合作用，分析了结构阻尼对扩压器流固耦合振动特性的影响规律。结果表明，通过调整弹性壁板阻尼可以削弱和抑制正激波自激振荡引起的扩压器壁板流固耦合振动。无阻尼弹性壁板中点无量纲振动幅值为0.37。给定刚度等效阻尼系数1×10-5时振幅下降至0.22；增加阻尼系数至4×10-5时，扩压器壁板流固耦合振动消失，进入静平衡状态。
冲压发动机进气道扩压段局部结构弹性较大时，壁板振动与跨声速非定常流动相互耦合，影响进气道整体性能。基于流固耦合方法，研究了扩压器内跨声速流动与局部弹性壁板的耦合作用，分析了结构阻尼对扩压器流固耦合振动特性的影响规律。结果表明，通过调整弹性壁板阻尼可以削弱和抑制正激波自激振荡引起的扩压器壁板流固耦合振动。无阻尼弹性壁板中点无量纲振动幅值为0.37。给定刚度等效阻尼系数1×10-5时振幅下降至0.22；增加阻尼系数至4×10-5时，扩压器壁板流固耦合振动消失，进入静平衡状态。
2015, 36(6):920-926.
摘要:
在模型上将高度耦合的内外流气动力载荷分开，是吸气式高超声速飞行器直接测力试验的关键。为探索相关设计技术，以圆截面通气模型为研究对象，通过相互独立的内/外流部件实现内外流分离；通过计算机辅助内/外流部件间隙与天平设计，特别是内/外流部件间隙开口位置与尺寸确定，来解决内/外流部件接触问题；通过软填料密封解决内外流窜流问题，并对试验干扰因素进行了分析，在Ma=6条件下开展了验证试验。典型试验对比结果表明，部件间隙开口位置和尺寸适当、天平刚度较大时，内/外流部件无接触、不传力；间隙开口采用软填料密封，内外流不窜流、干扰小。试验证明，该系统设计是成功的，能从物理上将内/外流气动力载荷分开，测量误差可分别控制在3%、4%左右。
在模型上将高度耦合的内外流气动力载荷分开，是吸气式高超声速飞行器直接测力试验的关键。为探索相关设计技术，以圆截面通气模型为研究对象，通过相互独立的内/外流部件实现内外流分离；通过计算机辅助内/外流部件间隙与天平设计，特别是内/外流部件间隙开口位置与尺寸确定，来解决内/外流部件接触问题；通过软填料密封解决内外流窜流问题，并对试验干扰因素进行了分析，在Ma=6条件下开展了验证试验。典型试验对比结果表明，部件间隙开口位置和尺寸适当、天平刚度较大时，内/外流部件无接触、不传力；间隙开口采用软填料密封，内外流不窜流、干扰小。试验证明，该系统设计是成功的，能从物理上将内/外流气动力载荷分开，测量误差可分别控制在3%、4%左右。
2015, 36(6):927-932.
摘要:
甲醇分解生成H2和CO是吸热反应，为了研究甲醇作为吸热燃料应用于主动冷却技术的可行性，使用电加热管技术，在4MPa压力下研究了热分解，Pd/Al2O3，Pt/Al2O3，Ag/Al2O3涂层催化剂对甲醇分解的影响。结果表明在600℃时5%Pd/Al2O3催化甲醇分解，分解率达到68.87%，热沉为4236 kJ/kg，比热裂解高出18.39%。此外，也比较了不同金属含量负载催化剂对甲醇分解的影响，发现较高的金属含量有利于提高催化剂的活性和选择性。
甲醇分解生成H2和CO是吸热反应，为了研究甲醇作为吸热燃料应用于主动冷却技术的可行性，使用电加热管技术，在4MPa压力下研究了热分解，Pd/Al2O3，Pt/Al2O3，Ag/Al2O3涂层催化剂对甲醇分解的影响。结果表明在600℃时5%Pd/Al2O3催化甲醇分解，分解率达到68.87%，热沉为4236 kJ/kg，比热裂解高出18.39%。此外，也比较了不同金属含量负载催化剂对甲醇分解的影响，发现较高的金属含量有利于提高催化剂的活性和选择性。
2015, 36(6):933-939.
摘要:
为了探索冲压发动机用低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧的规律，采用X射线荧屏分析技术对全尺寸燃气发生器端面燃烧规律进行了诊断研究。试验成功采集了燃气发生器药柱燃面随时间的退移图像，图像数据表明低燃速贫氧推进剂药柱沿轴线方向以近似“三维”锥面体进行退移，在45s左右逐渐形成相对稳定的锥顶角68.5°。试验数据还表明，锥面效应一方面引起燃气发生器药柱燃速由1.60mm/s增大到1.80mm/s；另一方面引起装药燃烧室压强由初始平衡压强0.89MPa爬升到最大工作压强1.75MPa。工作结束后喷管喉径固体线性沉积率为2.68μm/s。
为了探索冲压发动机用低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧的规律，采用X射线荧屏分析技术对全尺寸燃气发生器端面燃烧规律进行了诊断研究。试验成功采集了燃气发生器药柱燃面随时间的退移图像，图像数据表明低燃速贫氧推进剂药柱沿轴线方向以近似“三维”锥面体进行退移，在45s左右逐渐形成相对稳定的锥顶角68.5°。试验数据还表明，锥面效应一方面引起燃气发生器药柱燃速由1.60mm/s增大到1.80mm/s；另一方面引起装药燃烧室压强由初始平衡压强0.89MPa爬升到最大工作压强1.75MPa。工作结束后喷管喉径固体线性沉积率为2.68μm/s。
2015, 36(6):940-946.
摘要:
为研究改性双基推进剂(CMDB)的动态断裂特性，利用霍普金森实验技术(SHPB)对CMDB推进剂进行了冲击实验，并对实验数据的可靠性进行了校验；通过数值仿真的方法进一步验证了实验数据的有效性，获得了CMDB推进剂的动态断裂韧性；利用电镜扫描技术对试件断面进行了微观表征和分析。结果表明:CMDB推进剂在加载率58906～ 100056MPa·m1/2·s-1范围内，表现出明显的加载率敏感性；加载率达到105000 MPa·m1/2·s-1左右时，断裂韧性不再继续增大，反而出现下降趋势；电镜分析结果表明，CMDB推进剂加载率敏感性与其内部高氯酸铵(AP)颗粒的微观破坏机理直接相关。
为研究改性双基推进剂(CMDB)的动态断裂特性，利用霍普金森实验技术(SHPB)对CMDB推进剂进行了冲击实验，并对实验数据的可靠性进行了校验；通过数值仿真的方法进一步验证了实验数据的有效性，获得了CMDB推进剂的动态断裂韧性；利用电镜扫描技术对试件断面进行了微观表征和分析。结果表明:CMDB推进剂在加载率58906～ 100056MPa·m1/2·s-1范围内，表现出明显的加载率敏感性；加载率达到105000 MPa·m1/2·s-1左右时，断裂韧性不再继续增大，反而出现下降趋势；电镜分析结果表明，CMDB推进剂加载率敏感性与其内部高氯酸铵(AP)颗粒的微观破坏机理直接相关。
2015, 36(6):947-952.
摘要:
为了研究液态燃料连续旋转爆轰波起爆机理和不同工况下的旋转爆轰波特性，采用了环形阵列式精细雾化装置，进行了汽油/富氧空气组合的连续旋转爆轰试验。试验成功起爆并实现了旋转爆轰波的自持传播，爆轰波传播频率为2.1～2.4kHz，传播速度为1022.2～1171.8m/s。该发动机上旋转爆轰波始终为同向传播模态，存在单波头、双头波和多波头同时存在的混合传播模态，旋转爆轰波传播速度存在亏损。试验工况范围内，旋转爆轰波的传播速度随总推进剂的质量流量增大而增加；在一定工况范围内，同一当量比工况下，旋转爆轰波压力值随总推进剂的质量流量增大而增加；旋转爆轰波压力极大值出现在当量比1.1附近。
为了研究液态燃料连续旋转爆轰波起爆机理和不同工况下的旋转爆轰波特性，采用了环形阵列式精细雾化装置，进行了汽油/富氧空气组合的连续旋转爆轰试验。试验成功起爆并实现了旋转爆轰波的自持传播，爆轰波传播频率为2.1～2.4kHz，传播速度为1022.2～1171.8m/s。该发动机上旋转爆轰波始终为同向传播模态，存在单波头、双头波和多波头同时存在的混合传播模态，旋转爆轰波传播速度存在亏损。试验工况范围内，旋转爆轰波的传播速度随总推进剂的质量流量增大而增加；在一定工况范围内，同一当量比工况下，旋转爆轰波压力值随总推进剂的质量流量增大而增加；旋转爆轰波压力极大值出现在当量比1.1附近。
2015, 36(6):953-959.
摘要:
以提高霍尔推力器性能和使用寿命为目的对霍尔推力器进行了热分析。建立了等离子体在通道陶瓷壁面和阳极的能量沉积计算模型，并将模型耦合到PIC/MCC/DSMC流场计算程序中，计算加速通道壁面上的能量沉积分布。将计算得到的壁面能量沉积作为霍尔推力器温度计算的热流边界条件，考虑结构间的热传导与热辐射，计算温度分布。为了考察壁面的热流分布方式不同对温度场的影响，在总热流相同的情况下，将通道热流假定为线性分布与平均分布，计算霍尔推力器的温度分布。结果表明，壁面能量沉积占总功率的20.4%，陶瓷壁面能量沉积沿轴向位置先增大后减小，最大值在电离区。阳极的能量沉积，沿径向在中间位置达到最大，两端靠近壁面处较小。三种热流边界条件下的温度结果表明，三者最高温度都为700K左右，但高温位置不同，PIC热流边界条件下，最高温在电离区，而线性与平均热流边界条件下，高温区分别在出口区与近阳极区。通过与实验结果比较表明，PIC计算热流边界条件下高温区温度与测量者吻合更好，误差小于0.8%。
以提高霍尔推力器性能和使用寿命为目的对霍尔推力器进行了热分析。建立了等离子体在通道陶瓷壁面和阳极的能量沉积计算模型，并将模型耦合到PIC/MCC/DSMC流场计算程序中，计算加速通道壁面上的能量沉积分布。将计算得到的壁面能量沉积作为霍尔推力器温度计算的热流边界条件，考虑结构间的热传导与热辐射，计算温度分布。为了考察壁面的热流分布方式不同对温度场的影响，在总热流相同的情况下，将通道热流假定为线性分布与平均分布，计算霍尔推力器的温度分布。结果表明，壁面能量沉积占总功率的20.4%，陶瓷壁面能量沉积沿轴向位置先增大后减小，最大值在电离区。阳极的能量沉积，沿径向在中间位置达到最大，两端靠近壁面处较小。三种热流边界条件下的温度结果表明，三者最高温度都为700K左右，但高温位置不同，PIC热流边界条件下，最高温在电离区，而线性与平均热流边界条件下，高温区分别在出口区与近阳极区。通过与实验结果比较表明，PIC计算热流边界条件下高温区温度与测量者吻合更好，误差小于0.8%。
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