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跨声速压气机叶栅流动状态的试验和数值研究

西安交通大学学报 2024年第7期58卷 13-25页

作者：孟凡杰宫超玄唐洁李景银魏巍郭朋华西安交通大学能源与动力工程学院西安710049 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所四川绵阳621000

针对跨声速压气机叶栅风洞试验过程中存在的唯一冲角问题,通过开展不同来流马赫数以及不同背压条件下的平面叶栅风洞试验测量和数值模拟研究,阐明了高亚声和超声来流条件下跨声速压气机叶栅栅前流场唯一性不同的形成机制,分析了静压比... 详细信息

针对跨声速压气机叶栅风洞试验过程中存在的唯一冲角问题,通过开展不同来流马赫数以及不同背压条件下的平面叶栅风洞试验测量和数值模拟研究,阐明了高亚声和超声来流条件下跨声速压气机叶栅栅前流场唯一性不同的形成机制,分析了静压比对叶栅流动状态和激波结构的影响机制。研究结果表明:跨声速叶栅在低背压条件下叶栅内激波结构为双激波模式,表现为前缘脱体激波和通道正激波,随着背压的增加,通道激波位置逐渐前移并最终与脱体激波合并,形成单激波模式。超声速来流条件下,栅前流场参数受激波-膨胀波波系的影响呈现出波浪分布,其测量位置至少应距离叶栅前额线50%弦长。理论分析结果表明:跨声速叶栅的唯一冲角现象可扩展到高亚声速状态,但其物理机制有所不同,超声速状态下进口气流角取决于来流马赫数和叶栅入口几何形状,而亚声速状态下进口气流角取决于来流马赫数和叶栅喉部面积。随着静压比的提高,跨声速叶栅运行状态经历堵塞状态-溢出状态-设计状态的转变,在来流马赫数为1.10时总压损失系数由0.175递减为0.082,降幅超过50%。叶栅变背压试验结果表明,静压比超过1.379时流场三维效应增强,影响到叶栅流动的周期性,并且栅后节流板会干扰到尾迹参数的测量。该研究结果有助于理解跨声速叶栅运行状态、激波结构以及栅前流场唯一性机制,同时可对跨声速叶栅试验起到指导作用。

关键词：压气机叶栅激波唯一冲角静压比

逆向射流对高超声速升力体构型的减阻特性研究

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宇航学报 2024年第6期 881-892页

作者：王林王宇楠罗振兵周岩谢玮刘强国防科技大学空天科学学院

在高超声速飞行过程中，飞行器往往会面临巨大的阻力，严重限制了其飞行性能，并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题，通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明，随着射流... 详细信息

在高超声速飞行过程中，飞行器往往会面临巨大的阻力，严重限制了其飞行性能，并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题，通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明，随着射流孔数量的增加，整体减阻率显著提高，有效降低了升力体头部的高压区域，但也导致四周流场的不稳定性增强。射流孔位置对激波脱体距离和“气膜”厚度具有重要影响。此外，增大攻角会导致整体减阻率下降，但对局部减阻率影响较小，同时会增加上下壁面之间的压差。进一步比较研究发现，在20 km和55 km高空条件下，这3种因素对减阻性能的影响规律保持一致。研究结果为设计高效减阻方案提供了重要参考。

关键词：逆向射流减阻升力体高超声速飞行器激波

转子叶顶间隙值及改型对压气机性能影响的数值模拟

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航空发动机 2024年

作者：李志鹏张国臣张成烽徐志晖曹志远 1.沈阳航空航天大学航空发动机学院 2.西北工业大学动力与能源学院沈阳航空航天大学航空发动机学院西北工业大学动力与能源学院

为了分析转子叶顶间隙值和改型对压气机性能的影响，以典型轴流跨声速压气机NASA stage35为对象，对不同叶顶间隙值的压气机进行数值模拟。结果表明：叶顶间隙增大并且泄漏流强度提高，会导致脱体激波位置前移，转子吸力面激波作用位置... 详细信息

为了分析转子叶顶间隙值和改型对压气机性能的影响，以典型轴流跨声速压气机NASA stage35为对象，对不同叶顶间隙值的压气机进行数值模拟。结果表明：叶顶间隙增大并且泄漏流强度提高，会导致脱体激波位置前移，转子吸力面激波作用位置后移，前缘溢流现象减弱，叶尖泄漏涡与激波作用增强，间隙区域涡量增加，靠近前缘的涡核向下游移动，但附面层与激波之间的作用减弱；不同叶顶间隙值的压气机失速机制不同，在小间隙下压气机失速是由叶尖泄漏涡和转子吸力面附面层分离共同作用引起的，在大间隙下压气机失速是由叶尖泄漏涡引起的；在研究的变化范围内，叶顶间隙值为0.50τ时，压气机性能最好，峰值效率和稳定裕度分别提高了0.16%和2.39%；将最优间隙改型成平行扩张式和正弦波间隙后，压气机性能提高，脱体激波后移，叶尖泄漏涡与激波作用程度减弱，转子吸力面附面层分离减弱，改型间隙能够减少叶片制作材料，减轻发动机质量。

关键词：叶尖泄漏流激波前缘溢流附面层分离叶顶间隙改型转子压气机航空发动机

主流马赫数对超声速气膜冷却流场特性及冷却效率的影响

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航天器环境工程 2024年第3期41卷 301-310页

作者：付强雷龙清陈伟杨艳静向树红四川大学空天科学与工程学院成都610065 北京卫星环境工程研究所北京100094

着眼于离散孔形式的气膜冷却在高超声速飞行器热防护中的应用,为更深入探究超声速气膜冷却流场结构特征以及激波对气膜冷却的耦合作用机理,采用三维可压缩RANS数值仿真方法,研究了不同主流马赫数条件下气膜冷却的流动和传热特性。结果表... 详细信息

着眼于离散孔形式的气膜冷却在高超声速飞行器热防护中的应用,为更深入探究超声速气膜冷却流场结构特征以及激波对气膜冷却的耦合作用机理,采用三维可压缩RANS数值仿真方法,研究了不同主流马赫数条件下气膜冷却的流动和传热特性。结果表明,主流超声速条件下,冷却射流的阻碍作用使得气膜冷却孔上游出现激波,且随着主流马赫数的增大,激波强度增大;激波诱导主流沿展向偏转而远离气膜冷却孔中心区域,弱化了主流和冷却射流的相互作用,降低了冷却射流在展向的掺混耗散。因此,在主流超声速条件下气膜冷却覆盖效果更佳、距离更长,且整体气膜冷却效率随着主流马赫数的增大而提高。

关键词：气膜冷却超声速条件激波掺混耗散流场特性

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地面喷射引流器结构参数优化及工作性能模拟

石油机械 2024年第5期52卷 124-131页

作者：王志彬阿布大双冯春宇孙风景马辉运西南石油大学油气藏地质及开发工程国家重点实验室中国石油西南油气田公司工程技术研究院

为了解决地面喷射引流器的结构参数及工作参数对其工作性能影响规律性认识的问题,以及地面喷射引流工艺效果不显著的问题,以四川某井组为例,利用气动力函数法初步设计了喷射器的结构参数;采用数值模拟方法,以引射系数为性能指标参数,分... 详细信息

为了解决地面喷射引流器的结构参数及工作参数对其工作性能影响规律性认识的问题,以及地面喷射引流工艺效果不显著的问题,以四川某井组为例,利用气动力函数法初步设计了喷射器的结构参数;采用数值模拟方法,以引射系数为性能指标参数,分析了气相喷射器的内部流场;同时对气相喷射器的结构进行了优化,得到了结构尺寸参数和运行工况参数对引射系数的影响规律及喷射器最佳结构尺寸。研究结果表明,在设计工况下喷嘴出口倒角对引射性能的影响较小,角度在3.5°~5.0°均能较好工作,喷嘴距的长度与喷嘴喉部直径比为1.5,混合管截面段与喷嘴喉部最佳直径比为1.64。壅塞状态(临界流)下,增大引射压力能够提升引射系数,降低出口压力并不能提高引射系数;非壅塞状态下,增大工作压力、引射压力和减小出口压力均能提升引射系数。研究结果可为地面喷射引流效果的因素及规律提供新的认识,并为喷射器结构参数优化设计提供重要理论依据。

关键词：喷射器数值模拟结构优化引射系数壅塞现象激波

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激波管内压力脉冲演化特性及模拟空爆冲击波的方法研究

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兵工学报 2023年第12期44卷 3815-3825页

作者：周岳兰裴鲁龙仁荣张庆明刘博文任健康北京理工大学爆炸科学与技术国家重点实验室北京100081 西安机电信息技术研究所陕西西安710065

为利用激波管实现空中爆炸冲击波的模拟,开展了管内压力脉冲演化特性的研究。结合激波管内压力脉冲特性的实验和数值模拟,分析高压气体驱动激波管内形成类似于空中爆炸冲击波激波的过程,总结得到激波管参数对激波特征的影响规律。研究... 详细信息

为利用激波管实现空中爆炸冲击波的模拟,开展了管内压力脉冲演化特性的研究。结合激波管内压力脉冲特性的实验和数值模拟,分析高压气体驱动激波管内形成类似于空中爆炸冲击波激波的过程,总结得到激波管参数对激波特征的影响规律。研究结果表明:激波管内产生的激波是平面波;适当调整激波管高压段与低压段的长度比,可以使低压段内反射稀疏波追赶上右行激波波阵面,在追上位置处形成类似空中爆炸冲击波的激波,高压段压力和长度的减小,稀疏波更容易追赶上激波波阵面;结合量纲分析,建立了形成模拟空中爆炸冲击波所需最小低压段长度,以及所形成的激波峰值超压、正压持续时间等特征参量与激波管内压力、长度等参数之间的关系,为模拟空中爆炸冲击波激波管的设计提供基础理论和数据支撑。

关键词：激波管激波冲击波超压正压持续时间

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激波及其干扰主动流动控制研究进展

航空学报 2023年第15期44卷 146-166页

作者：罗振兵谢玮解旭祯周岩刘强国防科技大学空天科学学院长沙410073

激波及其干扰是超声速/高超声速飞行器内外流中广泛存在的流动现象,且会带来阻力增大、压力载荷和热载荷剧增以及低频非定常振荡等严重问题,严重影响飞行器航程、结构寿命和飞行安全。主动流动控制技术作为解决上述问题的新思路,近年来... 详细信息

激波及其干扰是超声速/高超声速飞行器内外流中广泛存在的流动现象,且会带来阻力增大、压力载荷和热载荷剧增以及低频非定常振荡等严重问题,严重影响飞行器航程、结构寿命和飞行安全。主动流动控制技术作为解决上述问题的新思路,近年来受广泛关注且有望成为未来飞行器设计新的自由度。对近年应用于激波控制、激波/激波干扰控制及激波/边界层干扰控制的主动流动控制技术研究进展进行综述,重点讨论主动射流、激光能量沉积及等离子体放电等主动流动控制技术的作用效果与控制机理,并对目前激波及其干扰主动流动控制方式存在的不足进行展望。

关键词：激波激波/激波干扰激波/边界层干扰主动流动控制主动射流激光能量沉积等离子体放电

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二维平面激波折射的理论计算方法

物理学报 2023年第6期72卷 182-199页

作者：贾雷明王智环王澍霏钟巍田宙西北核技术研究所西安710024 清华大学工程物理系北京100084

围绕二维平面激波与物质界面作用,建立了流场波系结构的理论计算方法.首先分析了界面两侧激波独自沿界面传播过程,识别了两类正规折射和三类非正规折射;然后,根据两侧扰动沿界面传播的相对快慢,得到了三种不同的作用情形.与已有的Cather... 详细信息

围绕二维平面激波与物质界面作用,建立了流场波系结构的理论计算方法.首先分析了界面两侧激波独自沿界面传播过程,识别了两类正规折射和三类非正规折射;然后,根据两侧扰动沿界面传播的相对快慢,得到了三种不同的作用情形.与已有的Catherasoo方法相比,此方法:1)考虑了激波波后紧邻波阵面流场中扰动对界面附近折射的影响,区分了扰动的强弱及其是否可以追赶上激波阵面;2)除了少数情形外,大都基于Euler方程精确解描述流场中波系相互作用.利用该方法对马赫数1.17的激波与空气/SF6界面作用进行计算,得到的波系结构与数值结果、已有实验数据基本一致,透射波阵面与水平方向夹角吻合程度优于Catherasoo结果;给出了反射波参数、界面偏折角度等,而Catherasoo方法不能计算这些参数.对于马赫数2.00的激波,通过比较不同介质密度比和界面倾角下的理论与数值结果,发现此方法对波系类型的识别比Catherasoo方法更为准确,且识别了波后强扰动追赶上激波形成三波结构的折射类型,后者无法识别此类型.上述结果表明,新方法具有良好的适用性,对波系类型的识别较已有方法的准确度更高,可获取更为丰富的波系结构信息.

关键词：激波正规/非正规折射波系结构理论计算

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激波诱导环形SF_(6)气柱演化的机理

爆炸与冲击 2023年第1期43卷 127-138页

作者：郑纯何勇张焕好陈志华南京理工大学机械工程学院江苏南京210094 南京理工大学瞬态物理重点实验室江苏南京210094

基于可压缩多组分Navier-Stokes控制方程,结合5阶加权本质无振荡格式以及网格自适应加密技术和level-set方法,数值模拟了平面激波(Ma=1.23)与环形SF_(6)气柱(内外半径分别为8和17.5 mm)界面的相互作用过程。相比于之前的实验结果,数值... 详细信息

基于可压缩多组分Navier-Stokes控制方程,结合5阶加权本质无振荡格式以及网格自适应加密技术和level-set方法,数值模拟了平面激波(Ma=1.23)与环形SF_(6)气柱(内外半径分别为8和17.5 mm)界面的相互作用过程。相比于之前的实验结果,数值模拟结果揭示了入射激波在界面内4次透射过程中的复杂波系结构,观察到透射激波在内部界面传播时形成自由前导折射结构并向自由前导冯诺依曼折射结构转换的波系演变过程;另外,界面内的复杂激波结构诱导内部下游界面上的涡量发生了3次反向;在界面演化后期,内部界面形成的“射流”结构与下游界面相互作用,诱导界面形成一对主涡、一对次级涡以及一个反向“射流”结构。定量分析了环形界面长度、宽度、位移、环量以及混合率的变化情况,结果表明,内部气柱的存在减弱了前期小涡结构合并形成大涡结构过程中对界面高度与长度的影响,同时提高了重质气体与环境气体的混合率。

关键词：激波环形气柱 Richtmyer-Meshkov不稳定性涡流