【摘 要】
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采用数值模拟的方法对热沉式超燃冲压发动机非稳态传热和结构强度进行了计算评估.通过发动机热考核试验与计算数据的对比研究,验证了喷水冷却计算方法、热环境和发动机非稳态热分析计算方法.进行了沿假定时序发动机本体有无喷水传热与结构强度的计算评估,对发动机本体温度、应力进行了详细对比研究,计算结果表明沿假定时序发动机燃烧15s后,发动机能够维形.计算确认了一种发动机地面热结构考核试验方案的时序和试验条件,结
【机 构】
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中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川绵阳621000
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采用数值模拟的方法对热沉式超燃冲压发动机非稳态传热和结构强度进行了计算评估.通过发动机热考核试验与计算数据的对比研究,验证了喷水冷却计算方法、热环境和发动机非稳态热分析计算方法.进行了沿假定时序发动机本体有无喷水传热与结构强度的计算评估,对发动机本体温度、应力进行了详细对比研究,计算结果表明沿假定时序发动机燃烧15s后,发动机能够维形.计算确认了一种发动机地面热结构考核试验方案的时序和试验条件,结果表明该地面热考核试验能够模拟发动机沿假定时序燃烧15s的总加热量和应力水平.研究结果可为发动机试验方案制定提供参考.
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采用基于SST模型的DDES方法对某高超声速进气道节流状态下的激波振荡问题进行数值模拟,并对激波振荡一个振荡周期内的流场演化进行了描述和分析.计算所得激波振荡周期与试验结果较为一致,流场演化过程与试验结果也较为符合.通过计算所得瞬时流场的压强、马赫数、密度梯度云图,以及大尺度涡结构等信息,直观地模拟出一个振荡周期内流场的演化.
高超声速飞行时强激波和粘性效应严重,并产生很大阻力以及气动加热,为保证高超声速飞行器获得良好的气动和推进性能,通常采用机体/推进系统的高度一体化设计.针对机体/推进一体化飞行器,一方面,由于这类飞行器产生的净推力较小,因此需要精确预测推进流道产生的推力以及机体部分产生的阻力;另一方面,内外流高度耦合产生了例如激波边界层相互干扰、燃烧化学反应、喷流等复杂流动现象,模拟这类复杂流动现象需要发展合适的物
基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型.在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比为4.6,唇口到喉道的内收缩比为2.0.开展了来流马赫数3.0、3.5、4.0条件下的风洞试验研究.实验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73、最大抗反
利用大型爆炸波模拟装置模拟产生动压为20~40kPa的空中流场条件,模拟翼面在轨分离过程,检验飞行器翼身分离设计参数的合理性和可靠性是一种新的试验方法.大型爆炸波模拟装置高压室密封隔离膜片采用爆炸切割索破膜产生高速流场,飞行器翼身分离采用爆炸螺栓爆炸实现.但爆炸瞬间会产生的电磁脉冲会对电子设备产生干扰,影响正常工作.在某飞行器翼身分离地面试验中,出现了切割索爆炸产生的电磁脉冲使时序控制器工作异常,
冲击波动压能使地面作战目标产生整体位移、翻转或抛掷等破坏.文中分别从动压荷载的基本理论、核爆炸冲击波动压毁伤效应试验和激波管动压毁伤效应试验三个方面,分析和总结了军用车辆、坦克、自行榴弹炮和桥梁等目标的高动压毁伤效应的研究现状,指出本研究领域存在的关键问题,并对未来的研究方向提出了合理的建议.
高超声速进气道中唇口激波入射进气道肩部附近产生复杂的激波/边界层干扰,给壁面带来脉动压力载荷.为研究进气道下游燃烧室反压对进气道/隔离段唇口激波/边界层干扰流场中脉动压力的影响,针对高超声速二元进气道,利用堵块节流模拟反压,在名义Ma6的激波风洞中进行了脉动压力测量实验研究,并结合图像处理方法对高速纹影图片进行分析.结果表明,在38%的节流堵塞度下,进气道维持起动,而堵块产生的分离激波存在振荡现象
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