大尺度高焓激波风洞喷管设计研究

激波风洞是开展高超声速飞行器气动力实验的重要地面试验设备,喷管是形成激波风洞试验流场的关键部段.针对大尺度高焓激波风洞,展开轴对称型面喷管设计方法的研究.喷管设计包括无粘型线设计和边界层修正两部分.无粘型线确定后会对其进行边界层位移厚度的修正.由于喉道处边界层位移厚度相较于特征长度(喷管喉道半径)是一个小量,传统的无粘型线设计方法在进行边界层修正时一般将其忽略.这一假设适用于很多超声速及高超声速喷管.但是大尺度高马赫数喷管需要考虑喉道处边界层的影响.对于高焓激波风洞,高温气体效应以及化学非平衡的影响较大,在喷管设计中不可忽略.本研究对高温气体效应以及边界层进行必要修正,并在数值模拟中考虑化学非平衡的影响.在特征线法的基础上,比热比等特征区关键参数取决于CFD数值模拟的结果.比热比可根据组分信息通过NASA拟合曲线来计算.然后通过叠加计算得到的边界层位移厚度进行迭代的边界层修正.本文利用改进的Sivells法设计Ma17喷管,并对其进行CFD数值模拟.喷管出口高度为2.5 m,总温和总压分别为7400 K, 30 MPa.     

高温空气超音速喷管内等熵核心流动

§1.引言为了模拟高超音速飞行中的高焓和高马赫数,加热风洞的应用日益广泛。因而提出了高温空气的喷管设计问题。与完全气体比较,高温空气有以下特性:第一温度高。第二有离解电离及化学反应。第三有反应速度即平衡与非平衡态的影响。这些特性都必然影响到喷管内流动的性质。因而,高温下合理的喷管壁线与常温下不同。本文的目的是研究高温空气对喷管流的影响,给出平衡、高温、等熵条件下,二元及轴对称喷管壁线设计方法及其结果。本文采用了Квашнина的高温气体近似状态方程,把适用于完全气体的喷管设计解析法——二元下Atkin方法及轴对称下Foelsch方法推广应用到高温气体喷管设计中,推导出高温下喷管壁线坐标公式,并在不同的温度下计算了不同马赫数的二元及轴对     

湿蒸汽中超临界加热引起的非定常凝结流动一维数值分析

缩放喷管湿蒸汽两相凝结流中,凝结潜热对超音速气流加热使流动变为音速的加热量称为临界加热量.远大于临界加热量的凝结潜热对气流加热将导致喷管中产生不稳定的气动激波.文中采用时间推进方法,对喷管中超临界加热引起的非定常凝结流动现象进行了一维数值分析,并对计算的凝结流动波动周期和压力振幅与实验值作了比较.研究发现进口过冷度对非定常凝结流动特性有主要影响,而且在一定进口过冷度下,不稳定凝结流动的频率和压力振幅都存在极值;同时进口压力对不稳定凝结流动特性也有一定影响.     

音速喷嘴内水蒸气自发凝结流动自激振荡和分歧现象

气体在喷嘴中流动伴有很大的温降,会使其中的水蒸气发生凝结,并对其计量产生影响.针对音速喷嘴中过热水蒸气自发凝结流动产生的非稳态自激振荡和流动分歧现象,建立了考虑黏性的水蒸气自发凝结数值模型;根据凝结诱导的气动激波的振荡幅度将自激振荡分为3种不同的模式,其中模式Ⅲ的压力波动会波及喉部上方,且会出现非对称流动分歧现象,而模式Ⅰ中气动激波仅在平衡位置附近小幅度振荡;最后研究了自激振荡对喷嘴的质量流量的影响,并给出了相应的修正系数,最小值为0.988,需要加以重视.     

进汽参数对拉伐尔喷管中水蒸气自发凝结的影响

针对不同进汽参数条件下水蒸气从过热区膨胀进入湿蒸汽区的自发凝结规律问题,采用数值模拟方法研究其流过拉伐尔喷管时在非平衡和平衡条件下的凝结特性,分析了进汽参数对水蒸气非平衡凝结过程的过冷度、液滴数、湿度、压比以及马赫数的影响,比较了其平衡凝结和非平衡凝结特性的差异。结果表明:当进汽压力较低时,水蒸气非平衡凝结过冷度较大,压力和马赫数的突跃现象显著;随着进汽压力提高,非平衡凝结造成的参数突跃变化减小,出口湿度逐渐增大,当p/pc为0.8时,出口湿度超过了20%。通过比较水蒸气的平衡凝结和非平衡凝结特性,发现喷管进汽压力较低时,水蒸气非平衡凝结与平衡凝结计算结果的差异显著,Wilson点在平衡态中湿度达到8.40%;而当进汽压力接近临界压力时,平衡凝结的计算结果基本接近非平衡凝结的结果,Wilson点在平衡态中的湿度仅为1.98%。     

氮气在缩放喷管中非平衡自发凝结的数值研究

针对氮气在收缩型喷管中自发凝结的两相流动,采用经典成核理论来计算气液两相间的质量传递,选用Standard Redlich Kwong气体状态方程,忽略了气液相之间的速度滑移,利用商业软件CFX中的非平衡凝结模型进行了二维数值模拟。通过对成核率的量级、压力和带液量变化趋势及开始凝结的位置等模拟结果的分析,验证了模型和数值计算的有效性。进一步的数值模拟结果表明:相比于无凝结的绝热膨胀过程,相变释放潜热及气液之间的导热会加热气体,使得气流压力升高、马赫数降低。平衡凝结模型及非平衡凝结模型的对比显示,非平衡数值模型能够更好地揭示低温下氮气自发凝结的两相膨胀过程。     

膨胀率对氮气和水蒸气超音速凝结特性的影响

为了研究膨胀率对氮气和水蒸气超音速凝结特性的影响规律,利用双组分凝结流动数值模型对氮气和水蒸气的不平衡凝结流动进行了数值模拟.对数值模型进行了验证,发现模拟结果与实验结果一致.利用该数值模型研究了不同膨胀率对氮气和水蒸气凝结流动的影响,发现在相同的进口参数下,随着膨胀率的增大,极限过冷度变大,液滴成核率和液滴数增大,但液滴半径减小.在超音速分离管设计过程中,需要综合考虑膨胀率与液滴半径两方面因素来获得较高的分离性能.     

湿蒸汽两相流动的数值方法及其在喷管中的应用

针对在高维情况下存在自发凝结的湿蒸汽两相流动数值模拟,回顾了当前湿蒸汽两相流计算的概况,在此基础上给出了守恒型的两相流流动控制方程组及数值求解方法,对二维喷管中存在自发凝结的跨音速两相流动进行了数值分析,结果表明,计算可准确地预测喷管中自发凝结发生的位置,反映边界层影响膨胀率,从而引起喷管中冷度及相应水滴状态分布的不均匀,计算也显示了凝结流动与单相流动马赫数分布的显著差异,为研究透平叶栅中的湿蒸汽两相凝结流动奠定了基础。     

高温长时间风洞喷管冷却结构CFD研究

高温长时间工作的风洞喷管需要冷却,这需要在喷管上开冷却通道槽。本文采用冷却效率较好的矩形冷却通道,研究喷管冷却的影响因素。文中建立喷管冷却结构三维模型,详细分析喷管的传热类型同时考虑辐射换热,基于简单准确原则对计算三维模型作一系列简化假设,最后采用CFD技术进行数值模拟。了解冷却通道高宽比对喷管冷却的影响规律,指出考虑和不考虑辐射换热喷管冷却效果的差别,同时明确气流总温对冷却效果的影响程度并提出改善措施。     

摩擦和传热联合作用下等截面喷枪内气体的流动特性——(Ⅱ)计算结果及分析

以本工作第一部分中所提出的表征热源作用下管式和套管式等截面喷枪气体流动特性的基本方程和计算公式，分析了１８ｔＡＯＤ炉用套管式喷枪的气体流动特性，考察了加热和摩擦效应、供气压力、气体种类和成分等的影响，结果表明，热源的存在对等截面喷枪内气体流动特性有相当大的影响．其效果与增强摩擦效应相一致，使出口气量显著减小；对应用于实际冶金过程的等截面喷枪进行设计和气体流动特性计算时，按绝热摩擦流处理会产生相当大的偏差，必须考虑来自高温熔体和耐火炉衬等的加热效应；供气压力对等截面喷枪内的气体流动特性有决定性的作用；喷吹气体种类和成分会影响等截面喷枪内气体流动特性，对于给定的喷枪和体系，喷吹不同的气体时应根据工艺要求采用不同的喷吹参数     

喷管内高速流动天然气相变特性数值研究

在超声速旋流天然气分离器中,气流经过拉伐尔喷管绝热膨胀形成带液滴的超声速低温混合气流,喷管内的相变是实现天然气分离的关键.根据相变理论、气体动力学理论并考虑了实际气体的影响,建立了描述有相变的喷管中天然气高速流动的数学模型.研究了喷管内有相变的天然气的流动特性;计算了不同入口条件下的相变起始点位置和水蒸汽的凝析率;分析了当喷管入口温度一定时,相变起始点、水蒸汽凝析率与入口压力的关系.计算结果表明,随着入口压力的升高,相变起始点位置逐渐前移,水蒸汽凝析率逐渐增大,建立了一种预测超声速旋流分离器正常工作压力范围的方法.     

压力比对高压SF6断路器喷口中冷态气流场影响的研究

为了辅助高压SF6断路器灭弧室的设计和优化,以拉法尔喷口结构为基础,对3种长度喷口结构下的冷态SF6气流场进行了数值计算和分析,通过对比压力与马赫数的变化特点,研究了上、下游压力以及喷口长短对气流场分布的影响.确定了3种长度喷口对应的临界压力比值,并着重分析了压力比与激波产生和运动之间的关系,讨论了物性参数所引起的计算误差.结果表明:不同长度的喷口结构,临界压力比不同,当上下游压力比低于临界值时,喷口中产生激波,反之则无激波产生;激波的位置随着压力比以及喷口的长度而变化;当喷口下游气体始终处于超音速流动时,出口压力与设定值无关,仅随着入口压力的增加而增大.此外,有效地导入气体属性能够降低数值仿真中的误差,提高仿真结果的精度.     

亚临界CO2在缩放喷管中降压膨胀的数值模拟

忽略两相间的滑移速度,采用Fluent中的混合模型对亚临界CO2过冷液体进入缩放喷管降压膨胀产生气泡的两相流动过程进行了二维数值模拟.其中,气液两相间单位体积内的质量传递率采用空化模型理论进行计算.计算工况如下:喷管液体CO2进口压力为61MPa,温度为29315K,喷管出口为两相状态.计算结果显示,CO2工质流经喉部时,压力急剧降低,相间的质量传递率达到最大值,CO2工质发生相变;工质进入扩散段后,随着压力降低,气体份额不断增大,喷管出口压力为165MPa时,气体体积份额约为093.数值模拟值与实验值对比结果为,计算压力与实测压力值最大误差不超过101%,计算温度与实测温度值最大误差不超过19%.数值模拟揭示了亚临界CO2在喷管中的气液两相膨胀过程.     

冲压发动机外压式二元进气道优化设计与流场分析

介绍了冲压发动机外压式二元进气道设计方法,基于ModelCenter软件平台,使用遗传算法对外压段压缩楔角进行了优化设计,得到最佳的总压恢复系数;并使用有限体积法、 SST湍流模型对所设计的二元外压式进气道设计状态和非设计状态进行了数值模拟,分析了出口反压及来流马赫数对进气道流场的影响。结果表明,随着反压的增加,进气道结尾正激波位置前移,进气道总压恢复系数增加,出口马赫数减小;随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数显著降低。     

变截面通道内超音速两相流升压过程的研究

通过对超音速汽液两相流在变截面通道中的升压过程的实验研究，得到了变截面通道内超音速汽液两相流的压力分布规律。实验结果表明，变截面通道中超音速汽液两相流的压力分布与出口压力、进水流量无关，而主要的影响因素是进水温度和进汽压力，同时超音速汽液两相流在变截面通道的渐缩部分的压力可以近似认为不变，凝结激波发生在变截面通道的喉部等，这些研究结果对该技术的进一步理论研究和应用均具有重要意义。     

某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场特性

超燃冲压发动机结构简单,推重比大,应用前景广阔.但其流场结构十分复杂,研究超燃冲压发动机三维流场结构具有重要的意义.采用计算流体力学软件对某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场进行数值模拟,先后得到了流场的密度、马赫数、涡量及速度矢量线图.结果表明:喷管内及侧壁面出口处存在膨胀波.各个壁面出口处附近的流场存在羽流激波和剪切层,内喷管出口周围的羽流激波和剪切层呈环状分布在流场周围,上壁面尾部受羽流激波的影响产生一道由压强决定的管内斜激波.内喷管出口及上壁面尾部处也均存在流向涡结构.     

超声速旋流天然气分离器的旋流特性数值模拟

与传统的低温分离工艺相比，超声速旋流天然气分离器是天然气处理工艺技术的一大创新。在超声速旋流天然气分离器中，气流经过拉伐尔喷管绝热膨胀形成带液滴的超声速低温混合气流，在超声速翼的作用下混合气流由轴流转换成旋流，实现超声速旋流分离。超声速翼是实现气液分离的关键部件。设计了三角薄板型超声速翼，并利用CFD软件对超声速翼段内气流温度、压力、马赫数等特性参数的变化规律和翼段沿主流方向切向速度的变化情况进行了分析。结果表明，在所设计的超声速翼段内，气流能始终保持超声速，翼段出口马赫数为1．4，翼前无激波产生；分离器的旋流加速度最高在572000g，可实现良好的超声速气液旋流分离。     

超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟研究

超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟的控制方程为雷诺平均可压缩纳维尔．斯托克斯（Navier-Stokes）方程,数值格式为二阶迎风格式。对弹用双锥进气道流场进行了数值模拟,得到了清晰的流场结构。数值计算结果显示：进气道在来流马赫数为2．5时有较高的总压恢复系数,但是流量系数较低,来流马赫数为3时总压恢复系数有所降低,但流量系数增加较快,此时进气道仍然工作正常。说明双锥进气道能够满足冲压增程炮弹的使用要求。     

双S弯进气道锤激波动态特性研究

发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对双S弯进气道锤激波载荷的影响。研究表明：锤激波经过进气道弯道时,弯道外侧流场压力远大于内侧;锤激波离开进气道入口后,进气道内流场经过数个周期逐渐恢复至初始状态;相同进气道反压时,来流马赫数越小,锤激波在进气道内部传播速度越快,且进气道内部压力系数峰值越大;相同来流马赫数下,随着超压比的增大,锤激波在进气道内部传播速度加快,进气道内部压力系数峰值增大。