小孔径多级孔板组件节流效应仿真

对小孔径多级孔板组件(简称多级孔板)节流效应进行仿真研究,发现这类仿真对初场要求非常严格,初场不合理很容易产生伪平衡问题,通过迭代计算寻找合理初场的方法解决了该问题.同时对孔径0.1 mm、孔径比0.025的多级孔板进行了数值仿真,仿真结果表明孔板数是影响多级孔板流量系数的主要因素.根据仿真数据给出多级孔板流量系数拟合公式,可以应用于工程设计计算.      

一种高压孔板气体大流量校准技术研究

建立一种高压孔板气体大流量校准装置,解决了增压输送系统高压孔板流量系数计量难题。该装置可实现最高压力30MPa,最大质量流量18000kg/h（氮气）的气体流量检测,不确定度为0.5%（k=2）。     

直连式甩油盘非均匀流动特性

针对甩油盘启动过程中的流动特性,采用三维数值模拟方法研究甩油盘内外两相流场流动特性,并结合高速摄影实验结果、理论结果进行综合分析。结果表明:甩油盘的总出流量随时间发生明显变化,幅度较大。在短时间内,甩油盘各孔流量差异巨大,各孔对应的索泰尔平均直径（SMD）值相差不大,SMD主要取决于转速。各孔流量不同,雾化场分布不均匀,实验结果验证了这一现象。      

基于动态流体扰动原理的三维滚动航路规划

针对复杂环境中存在运动目标、移动威胁与突发威胁等多种情况,将动态流体扰动算法与滚动优化策略相结合,进行无人机(UAV)三维动态航路规划.基于移动目标运动信息与威胁运动信息引入相对初始流场,用扰动矩阵量化表示障碍物或威胁对相对初始流场的扰动影响,计算相对扰动流场,进而得到实际流场流线即无人机规划航路.充分利用实时环境信息,综合考虑未来运动态势,在有限时域内采用动态流体扰动算法规划出可选航路,然后构建目标函数,滚动优化反应系数,实现在线航路规划.仿真结果表明,该算法能较好地适用于复杂动态环境.      

电离层中释放六氟化硫的流场及试验效应模拟

在电离层中释放六氟化硫时，释放初期的六氟化硫流速及流量等条件是影响释放效应仿真的重要因素，对仿真结果的准确性具有一定的影响.传统的六氟化硫释放引起的电离层效应仿真中并未讨论.基于Fluent流场仿真软件，针对不同释放初始条件并结合六氟化硫容器的结构，对六氟化硫释放过程中温度、压强以及喷口流速、流量等参数变化情况进行仿真计算，得到了以上参量在释放过程中的变化情况，并将其作为电离层化学物质释放三维动力学模型的初始参数，获得了更加精确的六氟化硫电离层释放效应仿真结果.      

旋转状态下气膜冷却模型的数值模拟

通过对带有90°倾角圆柱形交错孔排的涡轮叶片模型进行数值模拟,得到了不同主流雷诺数、旋转数和吹风比情况下前缘面与后缘面侧的气膜冷却流动与换热特性及各气膜孔流量系数的分配规律.结果表明,冷气受到离心力与哥氏力的共同作用向高半径处发生偏转,导致壁面冷却效率降低;雷诺数的增大会削弱气膜冷却效果,高吹风比则不利于气膜孔下游区域的冷却.各气膜孔的流量系数随吹风比的增大而增大,随旋转数的提高而减小.在后缘面侧,相同工况下各气膜孔的流量系数明显高于前缘面侧对应气膜孔的值.      

动载对管内汽水两相流流阻、空隙率和传热的影响

利用旋转平台对动载作用下单相水和沸腾两相流流动及传热特性进行了实验研究.通过改变旋转速度、入口温度、液体流量等参数,获得了静止和旋转2种状态下的单相水及沸腾两相流实验数据.对旋转状态下的管内两相流型进行可视化拍摄,得到了动载作用下的两相流型图.结果表明,过载方向与流动方向相反时,过载越大,管内压力和流阻越大,液相流量、空隙率和流体得热量越小.可见,动载阻碍流体向前流动,强化了管外散热,削弱了管内流体的相变换热能力.     

高精度主给水超声波流量计的不确定度分析方法

针对华龙一号等国内核电机组为实现小幅功率提升而提出的主给水流量高精度测量需求，通过对比分析高精度主给水超声波流量计的工作原理，确定了校准系数与介质密度等超声波流量计测量不确定度分量来源。此外，从仿真和实测相结合的角度出发，结合超声流量计的结构、测量原理和高温高压复杂工况等条件，对影响质量流量的声道几何因子和管道截面积两个分量，给出了针对不同情况下的不确定度评估方法。分析了实际安装环境对流量测量的影响，提出了如何评定流场流速所引入的不确定度，最终结合几种不确定度评价方法建立了高精度主给水超声波流量计的计量溯源方法。     

对旋风扇不同转速匹配对失速关键级影响实验

对低速对旋风扇/压气机级的理论分析表明,对旋转子的失速关键级取决于失速时前后级的流量系数以及前后级固有的临界流量系数.前后级的转速匹配会改变前后级的流量系数,进而改变对旋风扇的失速关键级.在一台低速轴流对旋风扇上进行了不同转速匹配的实验,实验结果验证了这一结论.该实验通过改变前后级转速来研究不同转速比情况下的对旋压气机失速特性.实验中分别测量了前后级在100%,90%,80%,70%,60%,50%转速下,共计36组数据.实验结果表明,在设计转速下第2级转子为失速关键级,并且可以通过调整前后级的转速比来改变失速关键级.另外,在失速时如果前级转子流量系数接近临界值,可以得到明显的失速迟滞回线,否则无法得到迟滞回线.      

小几何特性小孔径细水雾离心喷嘴的数值模拟

针对最大流量原理法在设计小几何特性小孔径细水雾离心喷嘴方面的不足,采用Fluent软件中的多相流混合模型,模拟了包含蒸气和水两相的喷嘴内部流动,得到了流量、喷雾锥角等宏观参数,并和实验测量数据以及理论计算值进行了对比,分析了不同结果产生的原因;同时,还对喷嘴内的气液两相体积分数、轴向与切向速度、压力分布等流场特性参数进行了分析,着重论述了与理论模型之间的差异以及相应的机理.数值模拟方法考虑了液体的粘性和壁面摩擦力等因素,较好地反映了喷嘴内部的流场特性,为小几何特性小孔径细水雾离心喷嘴的设计提供了借鉴.      

合成射流控制鼓包分离流动的数值模拟

为了研究合成射流控制鼓包背风面分离流动的效果,采用商用流体力学软件FLUENT^® 6.3求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过分析鼓包壁面摩擦力系数分布、旋涡脱落结构以及射流孔口附近流动结构,揭示了合成射流对分离点不固定的流动分离的控制机理.结果表明:在分离点前施加合成射流可有效缩小回流区范围,涡脱落被施加的激励"锁定",涡脱落的频率等于合成射流的频率.此外,在本研究所考虑的情况下,动量系数越大,控制效果越好.从时均效果看,当施加最大吹气动量系数为0.369 1%的合成射流时,分离泡长度减小了11%.     

用GAO-YONG湍流模式对分离流动的数值模拟

采用GAO-YONG湍流模式对二维管道内三角形钝体绕流问题以及槽道内后台阶分离流动进行了数值模拟.求解程序基于开源数值计算平台OpenFOAM (Open Field Operation and Manipulation),数值模拟结果很好地预测了钝体绕流问题中漩涡脱落的尾流的流动趋势以及后台阶流动中分离再附的流动结构,同时分析了速度分布以及摩擦系数等参数并与实验值进行了对比,结果符合很好.这表明GAO-YONG湍流模式对大分离流动有较好的预测能力,对工程实践具有指导性作用.     

大型客机驾驶舱气流热仿真及舒适性评价

驾驶舱的空气速度场和温度场直接影响驾驶员的热舒适和工效,是驾驶舱结构和环境控制系统设计中考虑的重要内容.对B737-800驾驶舱进行全尺寸三维建模,以高空夜航工作情况为例,采用商用CFD(Computational Fluid Dynamics)软件Fluent计算该驾驶舱的流场和温度场,再用平均温度评价指标和热环境综合评价指标PMV(Predicted Mean Vote)来对驾驶舱进行温度环境客观评价,并采用问卷调查法对飞行员进行驾驶舱内部空气流速和温度舒适度的主观评价.数值仿真结果与主观评价结果都得出B737-800驾驶舱在高空夜航时基本处于舒适的环境,除躯干和脚部由于偏凉而略感不舒适.数值仿真结果与客观评价结果的一致性,验证了大型客机驾驶舱气流热仿真的准确性.     

合成射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离

为了研究合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时对其分离流动的控制,采用商用计算流体力学软件Fluent 6.1求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过对翼型气动力特性、脱落漩涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,揭示了合成射流处于分离区时对边界层控制的机理.结果表明:当合成射流孔口处于回流区时仍可有效推迟翼面边界层分离点,缩小回流区范围,从而有效提高翼型的升力.当射流方向垂直于壁面,无量纲频率以及吹气速度比都等于1时,翼型平均升力系数提高40%左右.      

大型航天器舱内流动与传热传质集成分析

在低流速、常温、层流假定下，利用数值模拟方法，实现了大型航天器返回舱、轨道舱内流动与传热传质分析．模拟结果表明，冷凝干燥组件、净化通风组件、风扇、热控风机和其他仪器设备对航天器舱内空气流动具有不同的影响；通过分析空气流场对舱内温度、空气湿度、二氧化碳浓度的影响，探讨了评价流场的质量和能量输运作用；从总体角度提出，通过一定的布局，设计出具有环流的全局流场的同时，具有流动与扩散相协调的局部流场，建立了统一流场的设计新思路．     

离子推力器羽流热效应仿真分析

离子推力器工作时向外喷出的羽流与航天器表面碰撞,会引起敏感材料热变形等热效应,严重时会导致航天任务失败。针对兰州空间技术物理研究所研制的LIPS-200型离子推力器羽流热效应进行了仿真分析。仿真中,使用粒子网格（PIC）方法处理等离子体运动,使用直接模拟蒙特卡罗（DSMC）方法处理粒子间碰撞,使用Maxwell模型处理粒子与壁面的能量交换,对电推进羽流热效应测量中的部分测点进行了数值模拟。结果表明,仿真结果与实验数据符合较好,离子推力器出口轴线上滞止热流仿真值与实验测量值误差小于17.0%。此外,热流计对流场的影响主要集中在热流计附近0.1 m范围内,对整体流场影响较小。      

垂直下降状态下的旋翼三维流场数值模拟

应用激励盘模型,采用计算流体力学(CFD, Computational Fluid Dynamics)方法结合动量叶素理论,计算了旋翼在垂直下降时的流场特征与气动性能.计算过程中,旋翼载荷被描绘成沿桨盘径向分布、与当地流动参数相关的压力源项.在直角坐标系中,运用有限体积方法直接求解了定常不可压N-S(Navier-Stokes)方程,湍流模型为S-A(Spalart-Allmaras)一方程模型,重点使用诱导速度经验公式计算出了压力源项.旋翼流场模拟结果和性能预计结果同实验测量数据吻合较好,表明这种CFD方法可以有效地分析旋翼下降飞行时的空气流动特性,为进一步的涡环状态研究提供了参考.