阵列式介质阻挡放电等离子体激励对近壁区流动影响

为了揭示介质阻挡放电等离子体激励流场作用效果对流动状态的依赖性,设计了由八组表面介质阻挡放电等离子体激励器(AC-SDBD)组成的阵列式激励器,在来流风速20～80?m/s工况下,研究了其对近壁区流动的影响.实验结果表明:施加激励的瞬间,阵列式AC-SDBD使得近壁区速度明显增大,随着时间的推移,近壁区速度有所下降,最...     

短周期风洞中导叶表面压力和换热测量

在发动机典型雷诺数和压比状态下对一种放大导叶叶型进行了表面静压和换热测量.雷诺数对表面压力系数的影响较小,压比增大使压力系数减小,并且吸力面压力系数最低点后移.雷诺数增大时叶片表面传热系数增加,并且吸力面上边界层转捩位置提前.压比主要影响吸力面传热系数,小雷诺数时压比增大会推迟吸力面上边界层转捩点位置,大雷诺数且吸力面后半段为超声速流动时,增大压比使该区域传热系数降低.保持主流总温不变,叶片表面绝热壁温随叶栅压比增大而降低,相同压比下,叶片表面处于层流状态时绝热壁温比处于湍流状态时低.      

硬脆性材料功能微结构精密磨削实验

基于硬脆性材料加工机理分析了其微结构磨削表面精度与磨削工艺的关系,利用压痕法研究硬脆性材料加工的脆塑转变临界条件,在此基础上结合最大切屑厚度h模型及表面粗糙度Ra模型初步确定了磨削加工工艺参数范围。分析了切削速度与工件进给速度对表面粗糙度的影响机制和规律,并针对石英玻璃进行了磨削实验。研究结果表明,在延性域磨削条件下可获得磨削后表面粗糙度为55nm的高质量表面,为硬脆性材料微结构延性域临界磨削条件研究提供了理论参考与试验依据。     

舰载机着舰进近速度超出预期的影响因素研究

舰载机进近速度过大不仅会缩短机体疲劳寿命,而且会增加事故风险。通过分析得出,造成进近速度超出预期值的原因是飞行员为保证飞机沿固定下滑道下滑而对飞机的状态作出了调整。进一步分析得出,甲板风高于测试值是迫使飞机状态改变的直接因素,并利用统计数据分析验证了该结论的正确性;分析结果表明,甲板风增大的80%转化为进近速度的增加;提出以抬高基准角的方式应对大甲板风带来的进近速度的增加,以保证着舰安全。研究结论可应用于岸基模拟着舰训练中,可提高模拟训练和实际着舰的相似度,增强训练效果。     

非稳态下超疏水表面减阻仿真研究

通过开展湍流状态下超疏水表面流场的非稳态数值仿真,给出了超疏水表面气层发展变化过程,并总结出其流动发展稳定时的减阻基本规律.数值仿真中,采用适用于超疏水表面流场特点的非定常雷诺平均模型,气液两相流则采用VOF多相流模型,超疏水微结构表面网格剖分采用局部加密技术.研究结果表明:超疏水表面微结构内部气体随流动不断变化,最终在每个凹槽的中上部形成稳定存在的气体漩涡;超疏水表面减阻率随来流速度增加先增大而后降低,随表面自由剪切比的增大而增大,而受凹槽深度影响不显著.     

激光辐射下AP/HTPB复合推进剂低压燃烧特性数值模拟

为了研究激光辐射对AP/HTPB复合推进剂低压燃烧的作用机理，建立二维三明治稳态燃烧模型进行数值仿真研究。针对激光辐射强度1.4W/mm²，压强30～90kPa的工况下推进剂的燃烧进行仿真计算，并与130～160kPa压强下自持燃烧的仿真结果进行差异分析。结果表明，激光助燃工况下，仿真计算所得燃速与实验基本一致，最大误差不超过4.2%。在激光助燃和自持燃烧工况下，组分扩散速度快，气相火焰均为预混结构。激光助燃工况下，激光辐射的能量使得近燃面处的反应比较充分，初扩散反应在气相反应中占主导地位，气相火焰高温区域离燃面近；自持燃烧工况下，AP预混反应和初扩散反应共同主导气相反应过程，气相火焰温度在垂直于燃面方向上增长缓慢且高温区域离燃面远。激光助燃比自持燃烧时的压强指数低，推进剂燃烧对压强的敏感性较弱。     

低能量状态对飞行安全的危害及改出方法

对民机在进近着陆阶段可能诱发飞行事故的低能量状态和驾驶员的改出操纵方法进行了研究。根据近年的民机事故分析报告,结合运输类飞机适航标准CCAR-25-R4、飞行试验指南AC25-7C、军用规范及相关行业标准,较系统地提出了涉及着陆拉平、侧风着陆和可控撞地的低能量状态的定量判定准则。以某型支线客机为例,采用数字仿真计算的方法,分别研究了在进近着陆过程中低动能和低势能状态可能导致的飞行安全问题及其特点。针对低动能改出提出了增加速度并抑制爬升的方法,针对低势能改出提出了增大俯仰姿态并保持速度的方法,最后通过仿真计算验证了两种改出方法的有效性。研究结果可为低能量告警系统的设计和驾驶员的改出操纵培训等提供理论参考。     

应用LDV研究二元管道内分离流动

应用二维激光多普勒仪测量了二元曲壁非对称扩张通道内的湍流附面层分离流动。得到了时均速度、雷诺应力、平均流动方向角及正反向间歇流动因子的分布。文中给出了所测结果的不确定度,并在激光测速的近壁测量上做了尝试。实验结果分析表明:间歇瞬时分离点对应于附面层内垂直压强梯度的最大值;Schofield的速度尺度和长度尺度可用于形成新的速度相似型;正反向间歇流动因子γpuo与平均流动方向角存在着简单的线性关系。     

失重环境下圆柱形容器内稳态旋转液体的液面形状

1.引言 在航天高技术中,由于星体充液量的增大以及飞行器姿态指向精度的严格要求,从而液体晃动问题受到了国内外科技界的广泛重视。飞行器在外层空间正常飞行时,液体处于失重状态,此时,不能忽视表而张力的作用,静止自由液面呈特殊曲面,其形状直接影响着液体的动力学特性由于卫星在入轨后处于稳定的自旋状态,这时液面由液体表面     

微结构表面超精密加工中切削条件的影响分析

介绍了微结构功能表面加工中的问题,以同轴调制锯齿波微结构的金刚石超精密加工为例阐述了其加工原理,结合试验对刀具刀尖圆弧半径、被加工材料和切削液等切削条件与金刚石超精密切削加工后的微结构功能表面之间的关系进行了分析与讨论,并对主轴转速和刀具进给速度等切削用量与金刚石超精密切削出的微结构功能表面之间的关系进行了分析与讨论.     

超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究

针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对喷孔下游壁面剪应力的影响。研究结果表明,同等质量的氢气,低速喷注优于高速喷注(507、50.7 kPa喷注压力分别得到10%、5%左右的减阻效果)。近壁区燃烧得到接近70%的减阻效果;气流经过突扩结构之后,壁面剪应力呈现规律地不均匀变化,最大差异达100%;剪应力与密度变化趋势基本吻合。因此,发动机内流道减阻的关键在于营造近壁区低密度场;稳定、有效的减阻区域发生在靠后方的位置,但由于流动掺混、燃料的燃烧消耗,减阻效果沿流向逐渐减弱。      

凝固过程液相区内晶体形成的模拟研究

通过NH_4C1水溶液二维凝固过程的模拟实验,研究了凝固过程中液相区内的晶体形成条件。结果表明,随凝固条件和时间的不同,型壁上晶体的游离、表面凝固产生“晶雨”及枝晶熔断均可在液相区形成晶体。     

疏水微槽道内层流减阻的实验研究

研究了光滑和带有横向凹槽结构的疏水微槽道内层流的流动特性和表面滑移效应。在硅片上加工了矩形截面微槽道,利用十八烷基三氯硅烷（octadecyltrichlomsilane OTS）在槽道内壁形成疏水薄膜。实验结果表明在光滑疏水微槽道内的水流压降比无滑移条件下的理论值减少8％。对于侧壁带有凹槽结构的疏水微槽道,流动阻力可以降低10％～30％。笔者采用micro—PIV测量得到的壁面表观滑移速度约为槽道中心速度的8％,滑移长度约为2μm。实验结果与滑移壁面条件下三维槽道内层流的解析解吻合,同时得到了带有凹槽结构的疏水微槽道内的流速分布。     

壁面温度对斜爆震发动机进气道流动特性影响的数值研究

为研究壁面温度条件对层流、转捩、湍流状态下斜爆震发动机进气道流场结构、流场参数的影响,选取Ma10级、具有曲面压缩段的斜爆震发动机进气道为研究对象进行数值模拟,对进气道壁面附近激波诱导分离区、热边界层的变化进行了深入探讨。数值模拟结果表明,进气道肩部圆弧过渡段出现的再层流化现象,壁面冷却对其起抑制作用,绝热壁面条件下再层流化程度最为严重。壁面温度的增加有利于延缓流动转捩,同时也导致了分离区尺寸的增加以及转捩、湍流状态下分离区主体位置逐渐前移,进气道内通道的转捩为分离诱导转捩,转捩位置主要受到分离点位置的影响,整体表现为壁面温度增加转捩位置前移。进气道出口顶板侧热边界层厚度随着壁面温度的增加逐渐变厚,转捩状态下热边界层厚度变化可达5%,温度峰值也随着壁面温度的增加逐渐增加,且峰值位置逐渐靠近壁面。壁面温度条件相同时,层流状态下热流、热边界层厚度均较小。转捩、湍流状态下进气道出口顶板侧热边界层较厚,约为层流状态3倍,同时转捩、湍流状态下热边界层厚度相差可达2%。     

气氧/酒精火炬式点火器试验

为研究火炬式点火器旋转液膜冷却的冷却机理,设计了气氧/酒精火炬式点火器,并在冲压发动机试车台上进行了试验,试验中设置的最长工作时间20 s,总流量变化范围8~40 g/s,获得了压力、燃烧室下游壁面附近温度等试验数据,并通过与相似结构以液氢为燃料的试验结果进行对比,得到了如下定性结论:在一定余氧系数下,液体燃料沿壁面旋转进入火炬点火器燃烧室时,若液体燃料沸点较低(如液氢),则燃烧室下游燃烧产物为气态;若液体燃料沸点较高(如酒精),则燃烧室下游燃烧产物核心部分为气态,周围为液态。     

液氧煤油补燃发动机泵间管路高温富氧燃气掺混冷凝特性数值研究

针对液氧煤油补燃发动机液氧预压泵和主泵间管路富氧燃气掺混冷凝现象,建立了大过热度下富氧燃气和液氧两相流动掺混冷凝特性的全三维数值仿真方法,并以常温制冷剂R123为工质,通过气液掺混冷凝实验验证了数值仿真模型对管内两相流型和气液再液化性能的精确预测能力。仿真结果表明：弯管段气液两相在离心力作用下发生横向相对流动,强化了相间热质交换;在较低的液体流速（1m/s）下,气体水平注入管路后形成一个与气孔相连接的局部气腔,注气速率低于80m/s时,气腔一侧贴在管路内壁上,注气速率超过100m/s后气腔脱离管路内壁面。气相在气腔下端被撕裂成离散的气泡,随液体向下游流动并逐渐冷凝。在实际工况下管路的富氧燃气没有全部完成再液化过程,此时流体状态会对液氧主泵造成气蚀影响。     

背压对液体离心喷嘴内液膜厚度的影响

从理论分析和数值计算两方面研究不同背压下的液体离心喷嘴内液膜厚度.在经典理论的基础上建立的包含气液界面摩擦作用的损失系数理论模型并不足以体现背压对液膜厚度的改变;通过使用旋转轴对称模型在自适应网格中求解耦合VOF(volume of fluid)方程的Navier-Stokes方程组的数值模拟表明,随气体密度增加而减小的气液界面附近过渡区域中的平均速度分布是导致液膜厚度增加的原因.      

微气泡发射沸腾形成机理

为了探究具有超高换热性能的微气泡发射沸腾现象的形成机理,采用FLUENT软件对加热面上单个气膜周围的速度场进行数值模拟,并与实验结果进行对比.实验结果表明,对于水,微气泡发射沸腾现象发生时,加热壁面上会出现气膜破裂的过程,并且过冷度和壁面过热度的升高会加剧这一过程.对于酒精,微气泡发射沸腾现象很难发生.计算结果表明,在过冷条件下气膜周围存在marangoni对流,对于水而言,过冷度和壁面过热度的升高会增强气膜周围的marangoni对流过程,而在酒精气膜周围 marangoni对流相对较弱.因此由气膜周围强烈的marangoni对流过程引起的气液界面上的扰动可能造成气膜破裂,这可能是微气泡发射沸腾现象形成的原因之一.      

过载加速度下涡旋微槽内单相流动特性实验

以体积浓度30%的乙二醇水溶液为工质,对槽宽0.5mm,深宽比为2、3、4的矩形截面涡旋微槽试件在过载加速度条件下的流动特性进行了实验研究。试件所用材料为紫铜,每个试件上按两行分布6个涡旋微槽,所承载加速度由离心式过载加速度试验机提供。分析了不同深宽比的涡旋微槽在不同工质流量和不同过载加速度下的流动特性,得出了微槽结构、工质流速对其流动特性的影响。结果表明,加速度方向对微槽内流动特性有着决定性的影响,且加速度越大,摩擦阻力系数越大。在过载加速度条件下Dean数是决定涡旋微槽抵御和适应过载加速度对其流动特性影响的重要因素。     

横流对冲击射流换热特性的影响

用实验和数值计算的方法研究了横流对单孔短距冲击换热特性的影响规律.结果表明:①在实验研究范围内,冲击靶面平均努塞尔数Nu_av,is随横流的增大而增大;②冲击靶面前区努塞尔数Nu_fia随横流的增大而减小,这是因为壁面附近x负向流动的气流流速绝对值变小,换热削弱;③靶面冲击点附近及冲击靶面后区努塞尔数Nu_bia随横流的增大而增大,原因是在冲击点上游出现的马蹄涡的旋涡方向和冲击射流自身形成的卷吸涡拉伸涡对方向相同,这两种涡的叠加使该区域冲击靶面的换热得到增强.