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压电式微型合成射流多域耦合数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
合成射流器的设计与仿真是优化其性能参数的关键。针对目前合成射流器的计算模型在建立物理模型时存在简化误差而导致仿真精度降低的问题,提出了一种基于多域耦合分析的全流场计算模型。该模型采用通用有限元分析软件ANSYS中的压电耦合单元实现电场 结构场的直接耦合分析,并通过ANSYS与流体仿真软件CFX间的耦合接口完成流场 结构场的同步双向耦合,最终实现了压电式合成射流器真实物理过程的数值模拟。基于此模型对合成射流器的工作过程进行了模拟,并研究了驱动电压和腔体结构参数对喷口速度的影响。结果表明:多域耦合模型能准确模拟合成射流的形成过程,数值模拟与实验结果的变化趋势一致,且相对误差不超过8%,为合成射流器的优化设计及控制提供了理论依据。 相似文献
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为了改善燃烧室凹腔与主流的掺混性能,提出了一种利用凹腔内压力差形成自维持合成射流的流场控制方法,在超声速冷流条件下,采用动网格技术对激励器的膜片振动过程进行模拟,详细分析了自维持合成双射流与凹腔相互作用的过程,研究了激励器出口位置、参数、凹腔构型以及来流Ma数等参数的影响。结果表明:加入自维持合成双射流激励器可以大幅提升凹腔的质量交换特性,减小气体在凹腔内的驻留时间;且激励器出口位置分布对控制效果影响较大,当激励器出口位于凹腔底部中间位置时,质量交换率最大能够提升49%。此外,凹腔构型以及来流条件都会影响自维持合成双射流对凹腔掺混的控制效果,在相同来流条件下,凹腔长深比越大,控制效果越显著,自维持合成双射流能使长深比L/D=7.76的凹腔质量交换率提升115%;对于同一凹腔,随着来流马赫数增加,激励器对凹腔质量交换特性控制效果提升更为明显,但改变振动膜片的振幅和频率对控制效果的改善不明显。 相似文献
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采用两大类模型,对应用射流涡流燃烧结构方案的高压涡轮导向器性能进行数值模拟研究。利用基于压力的隐式稳态求解器以及尺度适应模拟湍流模型(SAS),完成了涡轮内增燃燃烧室内的流动与燃烧过程的数值模拟。研究结果表明:无论是在高压涡轮导向器顶部还是在底部耦合驻涡凹腔,对导向器叶间流场形态、流体流动转折角、导向器叶间静压力场的形态以及分布、总压损失均无明显影响,维持了原有导向器的基本性能;高压涡轮导向器耦合射流涡流燃烧结构,增加了涡轮叶片叶间的平均温度以及涡轮导向器出口的平均温度。 相似文献
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多股自耦合射流相干流动和换热特性数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用数值模拟的方法对多股自耦合射流在相干条件下的流动和换热特性进行了研究.研究结果表明:三股自耦合射流都在出口附近耦合成一股射流向下游运动,两侧的射流受到中间一股射流的卷吸融合在一起,融合后仍然是一股沿中心线对称的自耦合射流.在短轴中心截面自耦合射流型面较宽,射流喷出后在下游的扩展角度大,而长轴中心截面射流的型面较窄,扩展角度较小.在冲击靶板上,整个冲击区域呈现出中心温度最低的近似圆形的对称性分布,对流换热系数曲线呈现出中心对称的波峰分布形状,表明自耦合射流驻点区换热最强.对流换热系数沿靶板不同方向的分布趋势基本保持一致. 相似文献
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为了研究安溢活门主阀开启过程中的动态流场特性,采用Fluent动网格法和用户自定义函数方法对其进行流固耦合数值模拟。通过Fluent 3D非定常显式耦合求解器以及虚拟挡板技术求解某时刻主阀腔内的气压力,并通过有限气容充放气过程方程确定背压腔充放气过程对膜片的气压力,得到膜片上的总和力。进而通过求解质量弹簧阻尼系统动力学方程确定主、副活阀的运动速度和位移。结果表明:活门开启过程中开度越大,阀道内流场越复杂,流动越不稳定;活门开度增大,阀座处流量线性增加,入口腔流量变化平稳,而出口腔流量波动较大;随着开度增加,活门不同位置和膜片上的气压力变化规律不同。 相似文献
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设计了一种侧喷型合成射流器,考察了射流器喷口结构尺寸对射流速度的影响,计算了不同喷口宽度下的动量系数,确定了喷口的最优尺寸,并在攻角为23°的NACA0015翼型进行了数值仿真模拟。结果表明,合成射流器可以有效的抑制边界层流动分离。同时设计了器件的加工工艺流程并完成了器件的加工。 相似文献
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设计了活塞式合成射流激励器,研究了合成射流特性及其影响因素,并在高速风洞中开展了合成射流应用于空腔流场气动噪声抑制的试验研究。研究结果表明:合成射流激励器设计合理,能够得到较高速度的射流,正向射流速度极值约160m/s;合成射流频率与激励器激励频率一致;激励器频率、活塞行程以及射流出口形状等参数会对合成射流速度极值产生明显影响;合成射流速度对射流出口厚度变化不敏感;该方法对空腔流场气动噪声的抑制效果与马赫数关系密切,跨声速条件下,采用该方法进行流动控制能够改善空腔流场的气动声学环境,而超声速时该流动控制方法基本失效。 相似文献
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翼型分离流动主动控制实验 总被引:2,自引:2,他引:0
设计制作了两种布局形式的压电式合成射流致动器, 采用热线风速仪在静止环境下对长方形喷口的速度场进行了测量, 结果表明致动器喷口法向喷出最大速度可达到21.32 m/s.开展了基于合成射流技术的翼型分离流动主动控制实验, 致动器采用倾斜喷出时速度为10 m/s量级, 有效推迟了翼型表面流动的分离, 改善了翼型的失速特性, 最大升力系数提高11.36%, 失速迎角增加3°.与此同时发现动量系数达到10-3量级时分离流动主动控制效果显著, 动量系数小于10-4量级分离流动控制将几乎没有效果. 相似文献
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利用合成射流全流场计算X-L模型,对非对称腔体合成双射流激励器的射流矢量特性进行了数值模拟,分析了激励器不同腔体体积比、不同振动膜速度、不同频率下的合成双射流流场。研究结果表明,当激励器两腔体不对称时,所形成的合成双射流不再垂直向下游流动,而是会发生偏转,即射流具有矢量特性,偏转角度的大小可以通过激励器工作条件进行调节。其机理是振动膜对大小不同的两腔体的相对压缩量不同,使得两出口处所形成射流的能量和低压区不再对称,因此导致合成双射流向低能量(大腔体)一侧偏转。振动膜振幅和频率的提高对低压区大小分别起到增加和减弱的作用,所以偏转角度又随着振动膜最大速度的增加而增大,随工作频率的增加而减小。 相似文献
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高速飞行器空腔脉动压力主动控制与非线性数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
空腔脉动压力(空腔噪声)预测是高速飞行器内埋弹舱的关键技术之一。非线性噪声求解方法是近年来新提出的一种噪声求解方法,为研究该方法对空腔噪声的预测性能,将雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程与之相结合。首先,通过RANS求解空腔周围流场,得到初始湍流统计平均解,其中包含平均流场基本特征及强制设定的湍流脉动的统计描述。然后,采用非线性噪声求解方法重构噪声源并高精度模拟压力脉动的传播,计算了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下的空腔噪声。结果表明,噪声特性计算值与试验结果基本吻合,说明非线性噪声求解方法对于高速空腔流动噪声具有较好的预测能力。在此基础上,研究了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下在空腔前缘加入气帘喷流主动控制措施对噪声的抑制作用,并得出在超声速和高超声速条件下,气帘喷流对于空腔脉动压力都有较好的抑制作用。 相似文献
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采用了一种新型驱动结构,半钹形压电金属复合结构,以提高合成射流驱动器出口射流速度,增强其流场主动控制能力。研究了3种半钹形隔膜及一种传统平板形驱动隔膜的合成射流驱动器,分别对其频率响应特性、射流时均速度沿出口中心线方向以及出口两侧的分布做了比较分析。结果表明3种半钹形隔膜驱动器的出口射流时均速度比平板形驱动器分别提高了51%,26%和48%。此外,还研究了半钹形驱动器的腔体结构特征尺寸对出口射流速度的影响,结果表明驱动器腔体结构特征尺寸存在着优化组合,使得出口射流速度更大,而且沿出口中心线方向上的速度衰减降低。 相似文献