考虑入射角影响的旋转孔计算模型

为分析旋转孔的流动特性,提高空气系统一维仿真计算效率,综合考虑入射角、几何参数等主要影响因素,建立了旋转孔流动特性计算模型,并利用MATLAB/Simulink软件搭建其仿真模型。通过试验结果和商业软件Flowmaster对该模型进行验证,结果表明:该模型计算结果与试验结果误差在7.2%内,与CFD数值计算结果的最大误差不超过2.3%,而Flowmaster计算结果与试验结果最大误差达到8.94%。旋转孔模型计算结果准确度高,适用于不同类型轴向孔的模拟。     

基于扭矩平衡的涵道风扇垂直起降无人机新概念设计

针对应用于短距／垂直起降飞机的涵道风扇升力系统进行了特性分析与应用研究,对涵道螺旋桨常规的动量一叶素理论计算模型进行了修正处理,建立了适用于总体设计阶段特性估算的计算模型。应用CFD技术对单独螺旋桨和涵道螺旋桨进行了不同流动状态下的特性计算,总结了其变化规律,并基于CFD滑流区诱导速度计算结果对前面建立的理论计算模型进行了二次修正。最后提出了一种基于扭矩平衡的涵道风扇垂直起降无人机新概念,在总体设计层面进行了参数分析与优化。     

稀薄大气下机械展开式再入飞行器气动特性研究

以机械展开式再入飞行器为研究对象,采用DSMC(直接蒙特卡洛模拟)方法计算分析了其在稀薄大气环境下的气动特性.讨论了飞行器在不同高度下的流场特性和升阻及配平特性,结果表明飞行器流场及受力特性对大气稀薄程度显示出较强的敏感性;进一步分析了连续流过渡至稀薄大气下飞行器的阻力系数,得出了随着来流Knudsen数增加,大气稀薄效应逐渐显现,传统的CFD方法已不再适用于描述流动特征的结论,同时给出了依据来流Knudsen数大小采取CFD和DSMC方法分别进行计算分析的建议.     

基于CFD的圆形静压油垫数值仿真技术研究

应用CFD技术,采用二维轴对称流动模型对圆形静压油垫内流场特性及其承载能力和油膜刚度进行了定量分析与计算,并与静压设计公式得到的计算结果进行了比对,二者计算结果吻合.研究表明,采用CFD技术能够实现对静压油垫的设计计算.提高了设计效率和计算准确性.     

旋转盘腔瞬态响应特性的研究

为保证发动机在飞行包线内正常运转,需研究旋转盘腔的瞬态响应特性。采用1-D模型方法和计算流体力学(CFD方法对旋转盘腔进口压力突升的情况进行非稳态数值计算,所得结果与文献中的结果进行对比,提出1-D模型方法的一些缺点,并证明了CFD计算的正确性。然后用CFD方法并通过用户自定义函数(UDF编程研究了进口压力渐增、正弦变化以及盘腔尺寸对旋转盘腔流动瞬态响应特性的影响。结果表明:1-D模型的计算结果不能显示出CFD模型计算结果的一个高阶震荡;进口压力以不同方式变化,瞬态响应存在不同程度的滞后;进口压力突增和进口压力渐增响应的特征时间比进口压力正弦变化的特征时间分别增加56.0%和106.4%盘腔宽径比由0.2变化到0.39时,腔内均压变高,出口质量流量变低,特征响应时间缩短至40%当宽径比由0.2变化到0.58时,特征响应时间缩短至25%。     

高超声速化学非平衡流动Navier-Stokes/DSMC耦合算法

基于相同的化学反应模型,在已有计算流体力学（CFD）和直接仿真蒙特卡罗（DSMC）方法及程序的基础上,采用Modular Particle-Continuum（MPC）耦合技术,建立了包含化学非平衡Navier-Stokes/DSMC耦合算法。算法结构中DSMC计算区域在CFD计算结果上根据当地克努森数自动选取。发展了适用于流场分区信息交换的亚松弛技术,抑制DSMC方法对CFD计算的影响。把DSMC方法和CFD的应用范围拓展到过渡流区,为复杂飞行器近连续过渡流区高超声速化学非平衡流动数值模拟研究提供了一种工程适用的预测分析手段。通过对二维圆柱高超声速化学非平衡绕流的算例与其他结果的比较研究,表明耦合算法不论在流场结构、流场非平衡现象,还是飞行器表面参数、整体气动力/热特性方面,都能够得到与全DSMC计算吻合的结果,证实了所建立的Navier-Stokes/DSMC耦合计算模型与方法的有效性和可靠性。仿真了某航天器解体碎片在过渡区的化学非平衡流动,得到碎片在过渡区的气动力/热特性,为碎片的陨落计算提供依据。     

某汽轮机弯曲叶片级的改型计算及流动分析

在四种不同弯曲静叶方案下利用CFD流场计算软件NUMECA对某汽轮机弯曲叶片级的内部三维流场进行了数值模拟。根据数值研究结果分析了不同弯静叶方案下级内流动特性、气流参数的变化,给出了四种静叶方案的级效率。研究表明本文采用的弯导叶方案没有提高级效率。本文最后分析了叶片弯曲对静叶栅内马蹄涡位置与流动结构的影响。      

高升力标模确认计算研究

针对高升力标模NASA Trapwing全展襟翼构型展开确认计算研究。采用N-S方法,预测高升力模型的流动状态,分析高升力的流动现象及机理,评估自主研发的WiseManPlus软件及WoF90软件预测高升力流动的能力。通过对网格生成、计算策略及数据分析等各个环节进行分析,制定出一套适用于高升力模型工程应用的CFD计算方法,得到与实验值吻合较好的计算结果。结果表明,目前所采用的结构网格求解器WiseManPlus软件及混合网格求解器WoF90软件计算精度相当,适用于模拟高升力流动。     

固体火箭发动机点火药颗粒点火过程流固耦合特性研究

为了研究点火药颗粒点火瞬态过程中流动与燃烧特性及点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响,以N-S方程、k-ε湍流模型为基础,采用颗粒轨道模型建立点火药颗粒点火模型,结合流固耦合方法分析点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响.通过与相关试验结果对比证明计算模型可靠,然后对固体火箭发动机点火药颗粒点火过程进行仿真计算,计算结果...     

管式减涡器入口局部压降和流阻特性

使用CFD仿真分析的方法,研究了带有导流管式减涡器的盘腔内空气流动和损失特性,重点阐明了导流管的减阻机理,特别是不同结构下管口处的流动与局部损失特性,并提出了一个数学模型来预测导流管盘腔内的压力。研究表明:管口处的流动及损失特性与管口之前的流动状态密切相关,且管口处发生的静压损失不容忽视,约占具整个盘腔损失的11%;合适的导流管长度可以有效的改善管口处的损失,在当前研究工况下具有最佳导流管长度的结构可以降低约25%的管入口处局部压降,约10%的整体静压降;建立了可以精确计算盘腔内压力分布的数学模型,模型计算结果与CFD结果相比平均误差约为53%。      

一种轴对称变几何进气道设计方法

对带凹腔的圆锥流动进行了数值分析,就流场结构和总压分布与实验结果进行了比较,数值模拟结果与实验数据吻合较好,结果可信.数值模拟研究了不同几何构型的凹腔对圆锥流动的影响,分析并揭示了凹腔与圆锥流场的耦合流动特征.据此,对一种圆锥头部可移动的轴对称变几何进气道开展了方案设计及气动性能分析,并与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:当来流马赫数高于设计马赫数时,后退圆锥头部可以调节进气道外压缩波系,保证流量系数达到0.99以上,采用该变几何技术,在不改变进气道内通道几何形状的前体下,可明显提高进气道的流量系数.      

湍流参数对复杂形状涡轮盘腔流场的数值研究

以罗罗公司未来某型双轴发动机的高压涡轮旋转盘腔为计算模型，目的是要对复杂的内部旋转空腔流场有一个详细的了解，通过CFD(FLUENT6．0．12)的研究为即将进行的放大比例的旋转涡轮盘腔试验提供指导。计算中采用了Spalart-Allmaras湍流模型，结果表明湍流参数相同的流动，其流体结构是非常相似的；流场主要由湍流参数λT决定涡旋的大小和数量；对于湍流参数小于0．199的旋转流动，盘腔内存在着自由涡流。     

前缘直板扰流对高速空腔的降噪效果分析

高速空腔复杂流动和噪声一直是航空航天领域所关注的问题,高强度的空腔噪声不仅影响腔内仪器设备的正常运行,还会对其自身的结构产生疲劳破坏,进而影响飞行器的飞行安全和品质,因此空腔噪声的抑制研究和典型控制方法的降噪效果分析对提高飞行器结构安全性意义重大。本文通过开展高速风洞试验研究跨超声速（Ma=0.9和Ma=1.5）来流条件下前缘直板装置对空腔（长深比为6）流动和噪声的控制机理,通过对比多种前缘直板控制条件下的腔内噪声声压级（SPL）分布,确定直板控制参数的优化选择方法及最优参数;利用静态/动态压力传感器和油流试验采集腔内静压、脉动压力和壁面流谱,着重分析前缘直板对腔内流动结构、声压级和声压频谱的影响规律。结果表明：前缘直板可以大幅度抬高剪切层的位置,使得后缘的撞击区域后移,从而削弱流体进入腔内的流量和强度;可以有效降低腔内静压、减小回流强度和范围,对腔内声压级和峰值噪声也具有显著的抑制效果,Ma=0.9和Ma=1.5时后缘声压级降低幅值可达11.13 dB和8.0 dB。前缘直板流动控制为高速来流条件下空腔噪声的抑制提供了一种新的方法,可有效应用于飞行器上空腔结构的流动/噪声控制,具有重要的工程应用价值和前景。     

叶顶凹槽形态对动叶气动性能的影响

 应用数值方法联合标准k-ω两方程湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,研究了GE-E³发动机第1级动叶片顶部凹槽、凹槽内布置流向肋条以及凹槽内布置横向肋条3种不同的涡轮叶顶结构对动叶顶部泄漏流动以及动叶气动性能的影响。首先详细分析了不同叶顶结构间隙内泄漏流场以及损失分布,接着研究了不同间隙下不同叶顶结构对动叶总体性能的影响,最后对凹槽内布置横向肋条叶顶结构的变工况特性也进行了分析。数值研究结果表明:叶顶凹槽内布置肋条增加了间隙泄漏流动阻力,减小了间隙泄漏流量,其中,凹槽内布置正对着泄漏流方向的横向肋条显著降低了叶顶间隙泄漏流量,从而获得最好的气动性能,尤其在大间隙时更为明显;凹槽内布置横向肋条也具有较好的变工况性能;适当的叶顶结构可以在不影响转子叶片做功能力的前提下使得泄漏流利用凹槽和肋条的侧壁向叶片额外输出有用功。     

开放式气动力数值模拟系统研究

气动力数值模拟系统是ＣＦＤ流场解算技术、网格生成技术、数据可视化技术和网络技术相结合的产物。描述了一种运行于计算机网格环境下多任务、多用户、交互式的数值模拟软件环境－ 气动力数值模拟系统,该环境能计算模拟亚、跨、超音速绕流的气动力,也能方便地集成模拟不同复杂气动布局飞机流场的解算程序。介绍了其网格生成、数据可视化、系统接口等核心部分的结构和功能。     

双级轴向旋流器气量分配对流场特性影响的数值模拟与试验验证

为了探究双级轴向旋流器气量分配对流场特性的影响,对相同进口条件下不同旋流器流场特性进行数值模拟,并结合流量特性试验和粒子图像测速仪流场试验进行验证。结果表明:当第1、2级旋流器气量比由0.32增大到1.48时,旋流器下游轴向、径向速度降低,气流扩张角、回流区宽度以及回流率均减小;不同气量分配的第1、2级旋流在文氏管出口与套筒出口之间剧烈掺混,经过套筒出口后,旋流数均小于0.4;在相同的结构形式下,不同气量分配的双级旋流器通过改变第1、2级旋流器在文氏管出口处的旋流数,进而改变了第1、2级旋流相互掺混的强度,并最终影响了下游流场。     

凹腔对一体化支板火焰稳定器燃烧性能的影响

在来流温度为780~850℃、来流马赫数为0.16及油气比为0.002~0.006的条件下,试验研究了凹腔对喷油/稳定一体化支板火焰稳定器燃烧效率及熄火性能的影响,并结合数值模拟进行辅助分析。结果表明:在不同油气比条件下,带凹腔的一体化支板火焰稳定器均能实现稳定高效燃烧;不带凹腔的一体化支板火焰稳定器燃烧效率始终低于带凹腔的一体化支板火焰稳定器,随着油气比的增加,两者燃烧效率差距逐渐缩小;带凹腔的一体化支板火焰稳定器较不带凹腔的一体化支板火焰稳定器有更好的熄火性能;凹腔结构促进了燃油雾化与蒸发,从而提高一体化支板火焰稳定器的燃烧性能。      

小型涡喷发动机整机流场数值模拟技术研究

为计算某小型弹用涡喷发动机流场,研究了针对涡喷发动机整机的建模、网格处理以及动态工作点确定等关键技术。通过复杂结构部件建模和拼接,建立了涡喷发动机整机流场计算网格,理论模型中考虑了叶轮流场、湍流和燃烧过程的模拟,并以作用转子上气动力矩为基础计算转子的转速。在通用计算流体力学（CFD）软件中,通过编写UDF程序构建了发动机流场的计算框架。结果表明：全机流场仿真技术为分析涡喷发动机工作过程提供了有力工具,同时揭示了几何建模的精度等因素对计算结果准确性有较大影响。     

凹腔驻涡模型燃烧室内涡的演化发展

使用大涡模拟对凹腔内双驻涡冷态流场进行了分析研究.结果发现, 在主流、前后壁面射流的情况下, 凹腔在某些特定几何条件下会产生准周期生成和破碎的驻涡, 同时研究了凹腔内准周期驻涡的生成发展的过程, 得到了影响凹腔内涡演化的新结果.