民用通风机气动设计中弯掠长叶片的数值模拟

采用数值模拟的方法,分别对弯掠叶片造型和直叶片造型两种情况下高性能民用通风机叶片内三维紊流流场进行了计算;计算程序中采用有限体积法,在任意非正交曲线坐标系下,用SIMPLE算法求解三维N-S方程和K-ε湍流方程.计算结果表明,弯掠叶片造型的民用通风机的流动参数和总性能参数更接近设计指标,而且采用弯掠叶片可以更有效地控制气流的流动,对减少二次流损失起了很大作用.      

静叶角度调节对组合压气机性能优化机理

采用流线曲率法求解组合压气机的准三维流场,在叶片排前后缘及中间设置计算站,使用样条函数拟合流线;根据组合压气机结构特点,发展了适合其特性计算的损失、落后角模型及计算程序;将特性计算程序与导、静叶角度优化调节方案相结合,确定出不同设计转速下,导、静叶最佳调节角度组合.在90%设计转速,近最高效率点处,利用全三维的数值模拟手段分析了组合压气机导、静叶最佳角度调节前后流场结构变化.研究结果表明:导、静叶角度调节削弱了压气机叶片排中的激波强度,减少了损失,同时能抑制气流的分离,明显改善组合压气机的流场结构.      

低反力度对高负荷跨声风扇进口级的影响

认为低反力度是提高跨声速风扇/压气机进口级气动负荷的必然结果.通过气动负荷系数和反力度的定义,得到了反力度随气动负荷系数的变化规律,并给出了气动负荷系数的两个临界值.以成功设计并实验验证的某单级高负荷风扇为基准,通过数值模拟对4组跨声速风扇转子方案进行比较研究.发现随着气动负荷系数的提高,转子轮毂区的气动参数分布发生了显著地变化.认为静子的展向跨声速来流是高气动负荷跨声速风扇进口级设计面临的一个问题.通过讨论,认为静子跨声速来流问题可能通过已有的设计手段解决.从研究方案中选取了一个最优的单级风扇方案,其气动负荷系数达到0.53,并分析了其三维粘性流场.      

基于N-S方程的尾迹面法翼型气动阻力计算

研究了计算翼型阻力改进的方法——尾迹面法及尾迹面积分的位置和相应的积分技术.在亚跨声速时分别采用了表面积分和尾迹积分求得给定翼型RAE2822的阻力.结果显示,2种方法具有相同的结果,表明尾迹面积分方法是有效的,与实验值吻合较好.尾迹面法中,尾迹面位置应处于离后缘相对弦长距离0.6~1.0之间.尾迹面积分方法中积分结果不依赖于物体的详细几何外形,可以预计对曲率变化大的三维复杂外形,该方法有更大的优势.      

一种跨声速定常流场求解加速方法

跨声速定常流场的隐式求解相当于使用牛顿迭代法求解一个非线性方程组。为满足牛顿迭代收敛性的要求,通常需要对所求解问题进行全局化处理。在同伦延拓的框架内,提出了一种基于拉普拉斯算子的方程延拓方法,提高了定常流场隐式求解收敛速度。针对定常流场通常初始化为均匀来流的特点,一方面利用拉普拉斯算子的椭圆性加快边界条件信息向流场内部的传播,另一方面利用拉普拉斯算子的线性和正定性改善延拓问题的正则性,综合两者增加拟牛顿算法的稳定性,提高可用CFL数,最终达到提高流场求解效率的目的。由于流场问题的复杂性和非线性,难以通过理论分析得出先验的最优非线性求解策略。因此,通过无黏NACA0012翼型、湍流RAE2822翼型和三维ONERA M6机翼等算例的数值实验,研究了拉普拉斯项参数对收敛效率的影响,给出了效率较优的参数组合,验证了本文方法在跨声速情况下相对于经典伪时间推进法可以节约20%以上的CPU计算时间。      

凝胶推进剂粘度计现场校准装置研究

通过对液体火箭发动机凝胶推进剂粘度计开展现场校准装置的研究，论述了基于振动法的凝胶模拟液加载装置的结构设计和安装方式，重点阐述了液体火箭发动机凝胶推进剂在线粘度计现场校准的工艺流程，通过测试试验获得了凝胶推进剂的压力/温度——粘度的流变数据及规律，并确定了现场校准测量装置的测量不确定度。     

喷管分离流动及其侧向载荷

利用商业软件CFX对某液体火箭大面积比喷管地面条件下的分离流动进行了三维数值模拟.计算获得了喷管入口总压从8MPa减小到1MPa时的流场参数分布和侧向力载荷情况.结果表明,随着入口总压的降低,喷管内流场会依次经历自由激波分离和受限激波分离两种分离激波模态.受限激波分离模态下喷管壁面压强具有较大波动,再附着点压强甚至高于环境压强.流动分离情况下,喷管将受到一定侧向载荷作用,载荷方向随机分布.入口总压为4MPa时计算得到的侧向载荷最大,实际侧向载荷峰值可能出现在自由激波分离与受限激波分离转换瞬间.     

液体姿控发动机76km高空模拟试验系统性能仿真

为研究液体姿控发动机76 km高空模拟试验系统的工作性能,建立了考虑燃气相变的试验系统集中参数动态仿真模型。模型由真空抽气系统、冷凝管束和液氮外流程3个子模型组成。根据燃气、霜、液氮之间的传热和传质过程将各子模型耦合在一起。以四氧化二氮/甲基肼双组元姿控发动机为实例,计算了稳态和脉冲点火试验时系统的工作参数,分析了关键设计参数对其工作性能的影响。结果表明:试验系统能够为最大流量6.4 g/s(推力约16.5 N)的发动机提供脉冲和6×10~4s长程稳态试验环境;在长程稳态试验中,冷凝管束霜层将依次饱和,失去对二氧化碳和水蒸汽的抽吸能力,导致真空舱压力逐渐升高;在脉冲点火试验中,真空舱压力将随发动机工作而脉冲波动,15 ms开关脉冲时的压力波动幅度约70%。研究结果为液体姿控发动机高空模拟试验系统的设计与改进提供了参考。     

干扰因素对补燃式液体火箭发动机性能的影响

给出了描述补燃循环液体火箭发动机静态特性的非线性数学模型,用拟牛顿法求解各性能参数,分析了干扰因素对液体火箭发动机参数的影响,所得结论可用于发动机试验结果分析、发动机可靠性分析、发动机故障分析,也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律.      

基于过程神经网络的液体火箭发动机状态预测

提出一种基于极限学习算法的离散过程神经网络模型,用于解决液体火箭发动机状态预测这一难题。首先,在历史数据的基础上建立离散过程神经网络（DPNN）预测模型;然后,根据在线更新的数据样本,采用递推极限学习（EL）算法对双并联前馈离散过程神经网络（DPFDPNN）隐层到输出层的权值进行更新,并应用权值更新后的过程神经网络对发动机状态进行预测;最后,以液体火箭发动机状态预测中氢涡轮泵扬程预测为例,分别采用有权值更新和无权值更新两种预测模型进行了试验。结果表明,通过更新过程神经网络权值可以使模型具有更高的预测精度和更好的适应能力,该方法能够为液体火箭发动机状态预测提供一种有效的解决途径。      

干扰因素对液体火箭发动机性能的影响

给出并改进了描述液体火箭发动机稳态工况的非线性数学模型；用修正的Ｇａｕｓｓ－Ｎｅｗｔｏｎ法求解各性能参数，分析了每个干扰因素分别对液体火箭发动机参数的影响，用非线性模型和小偏差方法对比分析了两个干扰因素分别和共同对发动机参数的影响；所得结论可用于发动机试验结果分析、发动机可靠性分析、发动机故障分析，也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律     

风扇/增压级带间隙三维粘性流场数值模拟

使用三维数值模拟软件NUMECA(Numerical Mechanics Application)对双涵道风扇/增压级带转子叶尖间隙的粘性流场进行了三维定常流动数值模拟,获得了其设计转速下的流场特性.结果显示,随着外涵背压的升高,风扇顶部激波后阻塞区周向和轴向尺寸增大,激波变形加剧,继续提高外涵压比,则外涵效率和进出口流量下降.内涵背压的升高,使内涵各转子叶片顶部的泄漏流动影响范围向上游扩散.内涵背压过高,效率和进出口流量同样会有下降的趋势.同时通过和实验结果的比较表明,数值模拟软件模拟的风扇/增压级的三维定常粘性流场能够较真实的反映出转子叶尖间隙泄漏流场的结构特征,以及间隙对流场参数的影响.      

进化策略在火箭发动机静态特性研究中的应用

建立了全流量补燃循环发动机的静态特性的数学模型.描述静态特性的数学模型是由一组非线性方程组成的.采用基于进化策略的进化算法求解全流量补燃循环发动机的静态特性方程,将该模型的非线性方程组求解问题转化为求带有约束的极小值的优化问题,建立了进化策略计算模型.讨论了进化策略算法在进化计算过程中使用的变异算子、重组算子和选择算子的设计,以及对约束条件的处理方法.数值计算的结果表明,利用基于进化策略的算法可以在较大范围内进行全流量循环液体火箭发动机的静态特性研究.     

高速风洞发动机进排气动力模拟试验技术

为了研究该项试验技术,对发动机动力模拟器(TPS、引射器等)和发动机进排气模拟参数进行了分析和比较.采用理想流体一元管流理论,建立了引射器的理论计算方法. 结合某埋入式进气道航弹的发动机进排气动力模拟风洞试验,采用引射式动力模拟器(引射器最大外径设计为41?mm),在FL-7高速风洞开展了国内首次发动机进排气同时模拟的试验技术研究.试验结果表明:来流马赫数和排气落压比达到100%模拟,进气流量系数实现89%的模拟.进排气影响使某埋入式进气道航弹的升力和阻力增加、引起低头力矩,有无动力底阻系数均为负值.