喉部不对称对微喷管性能影响

以FLUENT 6.1软件为工具,利用数值计算求解二维稳态可压缩Navier-Stokes(N-S)方程,模拟了微喷管内超声速流体流动,分析了喷管喉部结构不对称对喷管内部的流场和喷管性能的影响.这种喉部结构不对称是由于喉部上下顶点在x方向偏离一定距离所造成的.数值计算结果表明,喷管喉部在流体流动方向的不对称,将导致喷管内部流体流场不平衡性,使得流量增大,喷管出口的x方向推力增加,y方向产生了多余的推力.      

喉部形状设计对微喷管内流动及性能的影响

采用连续介质方法和直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法数值模拟研究了喉部宽度为34μm的二维Laval型微喷管内流场的流动状况.设计了三种不同喉部形状的微喷管:尖角型、圆角型和平角型.计算分析了喉部形状、扩张比等方面对流场结构及推进性能的影响.研究发现,圆角型微喷管的综合性能最优,平角型微喷管具有较大的比冲效率;适当增大扩张比能提高微喷管的性能.      

喉部结构对微喷管性能的影响

以FLUENT6.1为工具,利用数值计算求解二维稳态可压缩N-S方程,模拟了喉部有无圆弧过渡以及不同的喉部曲率半径对扩张比为5.4的收缩-扩张微喷管x方向质量流速和总压力影响,进而研究了对微喷管的流量系数和推力效率影响.数值计算结果表明:喉部有无圆弧过渡以及不同的喉部曲率半径,将会影响微喷管出口处x方向的质量流速和总压力分布,随着微喷管喉部特征雷诺数的增大,相对应微喷管最大流量和推力的微喷管喉部曲率半径也相应增加.      

微尺度拉伐尔喷管冷态流场及其推进性能

为了研究微尺度超声速喷管的推进性能,采用无滑移的连续介质模型,对二维和三维微尺度拉伐尔喷管的冷态流场进行数值模拟。对不同算例的模拟结果进行比较,给出二维微喷管对几何结构和工作条件的要求,结果表明,在绝大部分工作条件下,20°扩张角是较好的外形设计选择;对三维和二维模拟结果进行比较,给出二维微喷管对蚀刻深度的要求,结果表明,蚀刻深度和喷管喉部宽度的比值超过10时,微喷管具备很好的二维特性。     

基于分子运动模拟的微喷管流体流动

深入研究微喷管内流场性能有助于微推进系统的优化设计.在高克努森数条件下,运用直接模拟蒙特卡罗方法模拟微喷管流动过程,对不同入口温度下的拉伐尔喷管流场进行二维数值模拟,模拟结果表明随着入口流体温度的升高,由于黏性力的增强,微喷管的推力减小而比冲增大.对微喷管的三维数值模拟表明,推力效率随着喷管蚀刻深度的减少而降低,微喷管蚀刻深度的增加将使三维壁面边界的影响降低.      

轴对称短化喷管型面设计及流动分析

对最短长度喷管（MLN）设计方法进行了改进和优化，在喷管喉部扩张段实现了光滑过渡，采用特征线方法设计轴对称短化喷管型面，采用高阶，高分辨率WENO格式对设计的喷管进行流场数值模拟，结果表明：短长度喷管和喉部圆弧过渡的短化喷管出口流场均匀，能够达到设计要求，经过圆弧过渡的喷管型面出口流场品质更好。     

微波瓣燃烧器中流向涡混合数值研究

为了检验波瓣喷管下游流向涡能否促进燃烧, 对尺度为毫米量级的微波瓣喷管混合燃烧器中流向涡的行为进行了数值模拟研究.研究发现, 微波瓣喷管燃烧器中远没有微波瓣喷管混合器中非常强烈的流向涡形成和发展, 造成差别的根本原因在于本该形成流向涡的主次气流接触界面变成了燃烧火焰的锋面, 燃烧反应气流体积的急剧膨胀使流向涡环量迅速耗散衰减.另外, 流场计算结果显示在4波瓣和8波瓣微喷管燃烧器中主次流接触初期有较明显的流向涡生成、发展和很快消失, 而在12波瓣微喷管燃烧器中基本没有明显的流向涡形成和发展.但是, 对比模拟表明, 在同样边界条件下12波瓣微喷管混合器中却有非常明显的流向涡的形成和发展.      

结构参数对两相冲压发动机喷管性能影响分析

为了分析气液两相冲压发动机的喷管参数对推力及效率的影响,分别针对不同参数条件下喷管中泡状气液两相流场,基于双流体模型,采用变步长的Runge-Kutta法进行数值模拟。并对喷管中临界泡状流进行分析,重点研究了喷管喉部与入口面积比、半扩张角和半收缩角在各种气液质量流率比条件下对喷管推力及推进效率的影响,计算结果表明,推力随着喷管喉部与入口面积比增大而减小,气液质量流率比较大时,效率随其增大而增大;半扩张角增大时,推力和效率同时减小;半收缩角对喷管推力及效率影响均不大。在给定的喷管参数下,气液质量流率比在一定程度上增大时,喷管推力及效率同时增大。     

外形设计对微喷管性能的影响

利用直接模拟蒙特卡罗法对钟形、喇叭形和锥形等三种不同形状微喷管进行管内气体流动模拟,并对不同温度及入口压力下各形状喷管的性能变化进行模拟分析,模拟中采用与实际分子碰撞过程更为接近的内能松弛模型及CLL物面反射模型。研究结果表明钟形微喷管因扩张段回流区的存在,其推力性能明显低于喇叭形和锥形微喷管,锥形微喷管的推力性能同喇叭形微喷管较为相近。三种形状的微喷管推力值都随着入口温度的升高而降低,而微喷管的推力效率随着入口温度的升高而上升,入口压力的变化对微喷管推力有较大影响,但对微喷管的推力效率影响并不显著。     

两种气动推力矢量技术的数值模拟研究

对两种收扩喷管推力矢量控制技术:激波矢量控制技术和喉部偏移控制技术,进行了流场计算和性能比较。本研究中,喷管进口至喉部几何型面固定,扩张段长度为定值,二次流喷射位置、角度保持不变,采用CFD数值模拟方法计算喷管膨胀比不同时的流场。从计算结果可以看出,喉部偏移控制技术适用于膨胀比小于1.5的收扩喷管,而激波矢量控制技术适用于膨胀比大于1.5的收扩喷管。喉部偏移控制技术的特点在于其可以限制喷管主流流量,影响主、次流流量比的主要因素为二次流与主流的总压比。     

刷式封严初期使用特性的实验和数值研究

为了获得刷式封严在使用初期的泄漏特性,分别对两组实验件进行了27小时和50小时的泄漏特性实验,并利用多孔介质模型对实验结果进行了数值分析。实验表明:在使用初期,刷式封严的泄漏量与上下游的压差成正比;随着使用时间的增加,其泄漏水平逐渐降低直至最后趋于稳定。数值分析表明:在使用初期,刷丝排列由最初的疏松状态逐渐趋于紧密,并最终稳定在接近于紧密差排的状态,刷丝排列状态的变化改变了刷束的孔隙率,从而改变了刷束对流体泄漏的阻力,导致了刷式封严泄漏水平的变化。     

基于气/固耦合非定常流动的叶栅颤振分析

采用二维N-S方程／结构振动方程组耦合数值方法，分析计算了二维非定常气动力强迫振动条件下振动能量及气动力对叶栅所做的功，分别根据振动能量和气动力做功分析了叶栅的颤振特性。NACA0012和PROF叶栅在不同折合频率下气动参数随时间的变化表明，折合频率是影响叶栅颤振的重要因素。气固耦合方法得到的NA-CA0012叶栅颤振折合频率比非耦合的结果高，而对PROF叶栅则相反。这表明叶栅结构动力参数对其发生颤振时的折合频率影响很大且很复杂，要准确预测颤振应该考虑叶栅结构动力与气动力的耦合因素。     

水冲压发动机的热力性能分析

针对水冲压发动机这一新型动力系统,详细分析了其工作过程,并建立了相应的热力计算模型。结合质量守恒方程、化学平衡方程和能量守恒方程建立了发动机热力计算理论,预估了发动机的性能,初步设定了燃烧室的工作压力,并分析了比冲、推力以及特征速度等性能参数随进水量的定性变化规律。综合考虑发动机性能及燃烧反应的启动温度,得出一次进水水燃比限定在0.5~1.9之间,总水燃比的上限为5.1,而水燃比为3.5时对应着最高比冲。     

涡轮叶片流固耦合协作优化方法

针对结构和流场相互影响的流固耦合多学科设计问题,提出一种耦合量曲面拟合的协作优化方法。其特点是用曲面函数拟合结构-流场界面耦合量(温度、气压和变形)的空间分布,并用曲面拟合参数的一致性代替原有耦合量界面分布的学科一致性。涡轮叶片的算例表明:曲面拟合函数可以表征结构和流场界面的耦合量;用拟合参数的一致性代替界面直接耦合是可行的;该协作优化方法是可以用来解决流固耦合多学科优化设计问题的。     

基于遗传规划和线性鉴别分析的故障特征提取模型及其应用

1引言航空发动机故障诊断需要从原始监测数据中获取合理的特征参数,如果依靠专家经验手工从众多的监测参数中选取特征参数,将是十分烦琐和低效的。因此,构造优质的特征参数是提高故障诊断效率及其准确性的关键。许多机器学习方法被应用到特征参数的自动选取中,例如神经网络[1],     

吸气式激光推力器概念设计

以发射10kg级微小卫星为航天任务背景,基于地面推力1000N的设计指标,分析了吸气式激光推进的主要性能参数,依据所建立的激光推进能量相似律理论和数值计算研究结果,对激光参数、聚焦系统和喷管子系统进行设计,完成了封闭的吸气式激光推力器概念设计循环。所提出的二次反射聚焦系统与抛物形喷管组合的吸气式激光推力器概念模型经数值计算程序验证,可以获得地面500N/MW的冲量耦合系数。所提出的设计理论和方法对激光推力器概念设计有一定的参考价值,是研制激光推力器模型的重要基础。     

旋转冲压增程弹进气道内流场旋流数计算

为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算。分析发现,冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小,因此旋转对进气流量影响很小;理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大,且背压越低偏差越大;普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于0.2,由于在此弱旋流进气条件下,固体燃料冲压发动机工作状态与直流进气状态接近,因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小。     

涡轮叶尖迷宫式密封对泄漏流场影响的数值模拟

采用基于密度修正的三维计算流体力学程序,结合雷诺应力湍流模型加壁面函数的方法,对某一轴流涡轮转子叶尖迷宫式密封对泄漏流场的影响进行了数值研究,分析了全叶冠密封和部分叶冠密封中的泄漏流场,并详细研究了迷宫密封采用的锯齿状肋条数目对密封效果的影响,最后计算了转子效率。结果表明:涡轮叶尖表面加叶冠对进行密封,可以显著提高涡轮效率,全叶冠密封下涡轮效率提高1.15301%,部分叶冠密封涡轮效率增加0.54713%;迷宫密封中锯齿状肋条数有一个最佳值,且在此锯齿状肋条数下进行迷宫密封涡轮效率相对无锯齿状肋条增加0.1%。     

进气道旋流模拟及测量的实验研究

进气道出口旋流是影响进气道/发动机相容性中的一个重要因素。为在地面试验中评价进气道旋流对发动机稳定性的影响,设计了叶片式旋流发生器,并在风洞中进行了整体涡旋流、对涡旋流两种基本旋流流场的模拟,实验中利用在固定马赫数下校准的五孔探针测量了所模拟的旋流场。风洞实验结果表明,按照不同布局方式来安装叶片,可以得到不同形式的旋流场;旋流发生器叶片攻角对旋流强弱的影响较为明显;旋流的诱导速度对旋流中心位置有很大的影响。     

基于RBF网络的航空发动机单神经元解耦控制

针对航空发动机多变量控制系统中各回路之间存在的耦合现象,提出了一种基于RBF网络辨识的航空发动机多变量单神经元网络解耦控制方法。对发动机的多个控制回路,采用多个RBF网络实时辨识各个回路发动机的数学模型,并将系统的灵敏度信息实时反馈给各回路的控制器,保证了单神经元网络控制器对各回路的准确控制,最终实现对发动机多回路的解耦控制。通过在飞行包线内的仿真,结果表明,该方法不依赖被控对象的精确模型,有效地实现了对发动机的解耦控制,而且具有良好的动静态性能,将其应用于航空发动机多变量解耦控制是行之有效的。