气流参数对管内火焰扩张的影响

本文参考文[1]编制了一个火焰扩张角的计算程序,采用数值解计算方法研究气流参数(温度、速度、余气系数和紊流度)对管内火焰扩张的影响。为了考察计算方法和程序的合理性与可靠程度,计算以文[2]的实验为依据。计算结果表明,1.来流紊流度较小时,紊流度对火焰扩张角基本无影响;当来流紊流度较大时,火焰扩张角随来流紊流度增加而加大,这与文[4]的实验基本一致。2.火焰扩张角随来流温度增加、余气系数减小而加大,变化趋势与文[15]基本相符。3.来流速度不太高时,气流速度增加,火焰扩张角也相应减小;但来流速度较大时火焰扩张角不随来流速度变化而变化,这一趋势也与文[4]实验一致。     

串列叶栅粘性紊流流场有限分析数值研究

本文将近年发展起来的有限分析方法(Finite Analytic Method)用于曲线坐标系上紊流N-S方程的数值计算。计算了来流雷诺数为2.0×10~5,气流攻角分别为0°,10°,-10°三种情况的二维粘性紊流串列叶栅流场。文中用k—ε紊流模型模化紊流,以壁面函数方法处理近壁区流动参数。数值计算结果与实验结果相比较,吻合程度令人满意。     

低矮建筑标模风荷载的主动湍流模拟试验研究

采用主动与被动湍流相结合的方法，在阵风风洞中模拟了不同湍流强度和湍流积分尺度的流场，开展了1:50低矮建筑标准模型测压试验研究。针对气流分离再附流动作用下的屋面中轴线区域和锥形涡作用下的屋面角部边缘区域，着重分析了不同来流湍流强度和顺风向湍流积分尺度影响下的风压变化规律。研究结果表明:湍流强度对气流分离作用下的迎风屋面屋檐区域以及锥形涡作用下的屋面角部边缘区域的平均风压系数、脉动风压系数和峰值负压系数均有显著影响；而湍流积分尺度对这些区域的平均风压系数影响甚微，脉动风压系数和峰值负压系数(绝对值)随湍流积分尺度的增大而有所增大。     

模型燃烧室中两相化学反应流动的大涡模拟

对带V型火焰稳定器的模型燃烧室中气液两相化学反应流动进行大涡模拟(LES),研究中采用了欧拉一拉格朗日方法。利用大涡模拟来研究气相流场,k方程亚网格尺度模型来模拟亚网格涡粘性。化学反应速率由亚网格EBU燃烧模型来确定,两步亚网格紊流燃烧模型被用来确定CO浓度,NO亚网格污染物生成模型被用来评估NO生成速率,辐射热量传递采用了热通量辐射模型。并在交错网格体系下气相采用SIMPLE算法和混合差分格式求解,液相在拉格朗日坐标系下采用PSIC算法对其进行求解。通过大涡模拟,能得到气相和液相之间的质量、动量和能量交换。通过计算值和实验值的比较可知,出口温度和污染物成分浓度实验结果与计算结果吻合较好。因此采用大涡模拟方法来模拟两相化学反应流动和污染物生成过程是可行的。     

气氢亚燃冲压燃烧室三维流场计算

采用数值计算方法模拟气氢冲压模型燃烧室流场。文中采用к－ε模型描述紊流特性，Ｍａｇｎｕｓｓｅｎ的ＥＤＣ模型估算化学反应速率，六通量辐射模型考虑热辐射对燃烧过程的影响，采用非均匀交错网格系统，控制容积法和混合差分格式，离散控制方程，并应用ＳＩＭＰＬＥ算法求解。在冷热态流场计算基础上，研究了不同来流空气和燃料氢各气流参数以及喷氢孔直径，孔数和孔间距对燃烧室出口温度分布，温升效率以及总压恢复系数的影响，     

腹下后置大偏距S弯进气道气动特性试验研究

对一种腹下后置大偏距S弯进气道进行高速风洞试验研究,得到了该进气道的工作特性:(1)随着流量系数的增加,进气道出口总压恢复系数略有下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;当流量系数较大或较小时,进气道出口气流总压脉动均存在局部峰值。(2)在试验研究范围内,来流马赫数和侧滑角的变化对进气道性能影响不大;随着迎角的增大,总压恢复系数有所上升,畸变指数有所下降。(3)进/发匹配点处,进气道出口气流总压脉动功率谱密度分布呈现白噪声特征,对进气道/发动机匹配工作是有利的。     

导流片对大形状比出口弯曲混合管引射性能影响的数值研究

采用数值模拟方法对波瓣喷管-大形状比出口弯曲混合管引射系统进行了流动分析,重点研究导流片数目(n)和出口角(β)对引射性能的影响。与常规无导流片情形相比,出口导流片改善了混合气流在排气出口附近的均匀性,降低了喷管出口截面二次流流通的静压;引射系数随导流片数的增加呈现单调增大的趋势,在导流片数达到8以后继续增加导流片数量,引射系数变化微弱,相对于无导流片情形引射系数的增幅最大可达20%左右;引射系数随导流片出口角的增加而呈现出先增大后减小的趋势,存在一个相对较优的导流片出口角范围,在出口角度为78°左右时可以获得高的引射系数和总压恢复系数。     

先进旋涡燃烧室冷态流动的数值模拟

为确定先进旋涡燃烧室(AVC)前后钝体的最佳结构参数,对不同钝体结构参数下燃烧室冷态流动进行了数值模拟,结果表明:当B2/B1=0.7,L/B1=0.8时,凹腔内旋涡最为稳定对称,且此时燃烧室总压损失较小。在确定的最佳钝体结构参数下,研究了来流速度对燃烧室流场的影响,结果表明:总压损失系数随着来流速度的增大而增大,总压损失变化幅度远远超过来流速度变化幅度,AVC凹腔作用在高速来流条件下依然适用。     

赤泥堆起尘风洞实验研究

通过对不同粒径、不同湿度的赤泥起尘风速及起尘强度的风洞实验发现,对各种湿度的赤泥,都存在一临界粒径。当赤泥粒径小于该值时,起尘风速随粒径的减小而增大,而当粒径大于该值时,起尘风速随粒径的增大而增大。临界粒径大约为0.2mm,随湿度略有变化。临界粒径对应的起尘风速最小,它随湿度的增大而升高,其变化范围为2.5～3.0m/5,对应的起动摩擦速度介于0.17～0.20m/s。此外,当粒径小于0.1mm时,起尘风速随湿度的增大而减小,而当粒径大于0.2mm 以后,起尘风速随湿度的增大而增大。起尘强度实验表明,风速一定且大于4.7m/s,湿度小于15%时,起尘强度随湿度增大而减小,湿度大于15%时,起尘强度随湿度变化甚微。风速小于4.7m/s时,起尘强度基本不随湿度而变。湿度一定时,起尘强度随风速的增大而增大。文章还讨论了模拟实验的相似准则和定量换算问题。     

独柱式变截面倾斜桥塔气动特性风洞试验研究

独柱式桥塔易发生风致振动,当塔柱倾斜且采用变截面形式时,风的作用下常表现出复杂的三维流动效应.为考察独柱式变截面斜塔静动力气动性能,通过桥塔刚性模型测力风洞试验测试了不同风向角下桥塔气动力系数,对比分析了桥塔三维绕流的影响.通过桥塔气弹模型测振风洞试验,测试了涡激振动起振风速及振幅,对比了来流风向及阻尼比对桥塔涡激振动的影响.研究结果表明,桥塔整体气动力系数及断面等效气动力系数沿塔高的变化规律受来流风向角的影响显著,顺桥向风作用下倾斜桥塔易发生横桥向涡激振动,提高结构阻尼比,可有效抑制涡振.     

超声速气流中的煤油喷雾研究

为了强化液体燃料超声速燃烧 ,注入的液体燃料以喷雾 (SprayAtomization)的方式 ,以便加速蒸发和混合。油雾直观图像对研究喷雾燃烧的内部复杂现象有很大帮助。由于实验上的困难 ,超声速气流中的喷雾图像较为罕见。笔者给出超声速气流中显示煤油喷雾的一种简单、实用方法。实验在一直联式超声速燃烧实验装置上进行 ,实验结果表明 ,煤油射流垂直注入超声速气流产生的油雾发展过程与气体射流基本相似 ,喷雾穿透深度与扩张随压力雾化喷嘴的压力增加而增加     

超音速射流气膜冷却效果的试验研究

以二维平板模型高速导弹头罩上的探测窗口，用电加温产生的热气流模拟导弹飞行时的气动加热，对采用气膜邓控制导弹探测窗口温度的效果及规律进行了研究。着重探讨了气膜冷却临界长度ＬＣ与气膜冷却有效度η随射流缝高Ｓ，喷射率λ及主射流夹角α等参数的变化规律，并总结出一个相关参数及一些经验公式。研究结果与国外有关文献基本一致。     

俯仰振荡三角翼在非定常自由流中运动的实验

在南京航空航天大学已建成的国内首座非定常风洞内,研制了一套单自由度俯仰振荡实验装置,设计开发了一套对模型姿态和来流风速进行联合控制的软件。对一60°后掠三角翼模型进行了单独俯仰振荡运动和俯仰振荡与自由来流耦合运动的实验。实验结果表明:模型做单独俯仰振荡时,振动频率和振动幅值的影响只有在迟滞环出现后才起作用,而迟滞环的出现是由于翼面上的不同流态对外界扰动的反应时间不同造成的。非定常自由流对做俯仰振荡的三角翼气动特性有很大的影响,模型上仰过程中来流的减速,进一步提高了最大升力系数,推迟了失速迎角;模型下俯过程中来流的加速,则更进一步推迟了升力系数恢复到静态时的值。当翼面上产生破碎涡流时,非定常自由流的作用表现得更为明显。     

关于S形进气道中的旋流研究

本文给出了具有典型飞机进气道比例的S形管道在不同攻角下,压力分布和旋流的实验结果。为了减小大攻角下的旋流,研究了两种方法:一是通过扰流板改变管道内气流的压力分布,二是通过辅助进气门引入自由流空气,向分离流补充能量。结果表明,在低攻角下旋流很弱并呈现为典型的反向旋转对涡二次流动,而在高攻角下则为一个很强的单涡旋转流动。至于反旋流措施,扰流板的效果最好,通过变化其尺寸不仅能改变旋流方向,而且还可完全消除旋流。本文建议用一个旋流系数,SC_(60),来描述名义发动机进口处的旋流。其值对原设计模型在30°攻角时为0.188,而通过辅助进气门引入自由流空气向分离流补充能量后为0.068,当采用一个0.15倍喉道宽度的扰流板时,旋流系数变为-0.039。本研究使S形进气道中旋流的产生、发展和性质得到进一步的认识。     

壁面温度分布的高超声速平板边界层稳定性分析及转捩预测

针对来流马赫数为4.5、6.0和7.0的高超声速平板边界层，取30km高空处的气体参数，壁面为等温、绝热和温度分布等3种不同条件，采用eN方法进行转捩预测。其中，壁面温度分布条件下，在等温壁（冷壁）和绝热壁之间，给出4种流向分布进行分析。取扰动的初始幅值为0.3‰，以幅值达到1.5%作为转捩判断依据。结果表明:当温度为来流温度时，等温壁面条件的转捩位置最靠前，并随马赫数增大更加靠前；绝热壁面条件的转捩位置随马赫数增大而推后；壁面温度分布条件下，在相同时刻，马赫数越大，转捩位置越靠前。相同马赫数下，壁面温度较高者转捩位置较靠后（马赫数为7.0时，不完全满足此规律）。在马赫数为4.5和6.0时，绝热壁面条件转捩由第一模态主导，其余情况主导转捩的都是第二模态。     

高阻塞比肋化通道对流换热特性实验研究

为了降低涡轮叶片温度以保证其安全性,采用实验方法对高阻塞比肋化通道内流动换热特性进行了测量。针对顺排和叉排两种肋化通道考察了多个主要影响因素对换热特性的影响规律,研究表明:(1)对于高阻塞比肋化通道,当流体在层流区域流动时,肋片对流体在通道内部对流换热的强化作用要明显高于湍流状态;(2)无论是顺排还是叉排肋化通道,当肋间距比为10时,其对应着最大的对流换热系数和最大的流阻损失;(3)在实验几何参数范围内,顺排肋化通道的对流换热系数和流阻系数均高于叉排通道;(4)在高阻塞比肋化通道中,流阻特性的变化规律和流动状态的转变规律基本与水力光滑通道相同。     

污染组分对高超声速试验热力学参数影响研究

在燃烧加热风洞中进行的地面模拟试验,高焓气流成分有别于纯净空气,这种污染现象给试验结果带来了一定的不确定性。为了考察污染组分对高超声速模型试验流场的影响,在激波风洞中通过调节激波强度以及添加一定量的污染组分(H2 O 和CO2)来模拟燃烧加热风洞的来流条件,采用简化的不同角度斜劈来模拟飞行器试验模型对来流的压缩作用,结合近红外可调谐半导体激光吸收光谱技术(TDLAS)测量系统获取模型流场的静温,综合多组数据对比分析和研究污染组分对试验模型流场影响的特征和规律。结果表明,污染气体所产生的影响程度不仅与污染气体组分含量有关,而且与模型构型对来流的压缩程度以及来流自身的热力学参数状态都有密切的关系;对于压缩量不大的飞行器构型和来流静温不高的风洞试验而言,不同含量的CO2污染组分对流场静温影响不明显;但随着来流静温的提高或模型压缩量的增加,一旦二者的共同作用使得压缩后温升达到一定程度,污染效应的显现则渐趋明显。     

带升力风扇飞翼布局飞机机翼开口处二维气动特性研究

带升力风扇飞翼布局飞机不仅可实现垂直/短距起降,还拥有飞翼布局飞机的气动优点。为获得开口对机翼气动特性的影响规律,对平飞状态下机翼开口中心处的纵向剖面进行气动仿真,分析升力系数、阻力系数和力矩系数随来流速度和迎角的改变而变化的特性。结果表明:在迎角一定的情况下,随着来流速度的增大,阻力系数和力矩系数呈上升趋势;来流速度一定时,随迎角加大,升力系数增大,阻力系数先减小后增大;力矩系数随之减小,且一直都产生低头力矩。研究结果对开口位置和形状的进一步优化提供了依据。     

多重网格在突扩燃烧室流场计算中的应用

多重网格法是一种具有快速收敛性特点的新计算技术,该法在求解偏微分方程时用一系列逐步加密或减疏的网格去离散求解区域,不同粗细网格可以消除不同波长的误差,从而加速了收敛。本文将此法应用于计算突扩燃烧室流场。SIMPLE算法和紊流k-ε模型被采用来预估旋流器后气流速度u,v,w和紊流参数k,ε分布以及回流区尺寸。计算结果表明,在达到同样计算精度条件下,与单层网格相比,此法可以加快收敛速度,缩短机时,减少计算费用,从而使数值计算在工程应用方面得到进一步推广。     

弹体脉动压力特征的实验研究

针对弹体模型进行了表面脉动压力特性实验研究,实验马赫数M∞=0. 8、0. 84、0. 86、0. 92、1. 0、1. 15、2. 0、2. 5,实验迎角α=-5°、-3°,0°、3°、5°,沿弹体轴向测量了14个特征点的脉动压力,得到了弹体表面测点的脉动压力系数、频谱曲线以及相关性系数等实验数据.结果表明:脉动压力系数总体上随马赫数增加而降低.不同马赫数.迎角α=0°的条件下沿轴向各测点压力脉动之间的空间相关性有类似的分布规律,且各测点脉动压力基本互不相关.在实验的迎角下,脉动压力系数在弹体表面曲率变化较小的位置基本上不随来流迎角的改变而变化,膨胀拐角肩部位置的脉动压力系数随着迎角的改变而变化较大.超声速来流的功率谱能量峰值所对应的主频出现明显的低频特征;跨音速来流时特征频率随着马赫数的增加而增大,功率谱能量峰值位于特征频率处.