Numerical investigation on flow mechanism in a supersonic fluidic oscillator

A type of supersonic fluidic oscillator is proposed and its ability to generate pulsating supersonic jet is proved in this paper. Unsteady two-dimensional numerical simulations reveal that the fluid transforms from subsonic to supersonic condition in the mixing chamber of oscillator after the supplied flow pressure increases from 1.1 × 10⁵ Pa to 5.0 × 10⁵ Pa. When the supersonic flow is formed inside the oscillator, the wall-attached flow represents expansion wave and compression wave alternately. The oscillating frequency will saturate to a certain value with the increase of supplied pressure. Examination of the internal fluid dynamics indicates that the flow direction inside the FeedBack Channel (FBC) is related to the change of the local pressure at the inlet and the outlet of the feedback channel. The vortices produced in the mixing chamber present different distribution characteristics with the change of the fluid’s direction in the FBC. The sweeping jet is divided into two jets with varying flow rate over time by the splitter. In the end of two channels, two jets are accelerated above sound speed by convergent-divergent nozzle. Therefore, pulsating supersonic jets are produced at two outlets for this type of fluidic oscillator.     

高频高速流体振荡器工作特性

设计了一种新型高频高速流体振荡器,并采用热线风速仪、高频动态压力传感器等测量手段,对其频率-压力响应特性、速度-压力响应特性及内部压力传播特性进行了实验研究。结果表明:设计的流体振荡器工作频率约为900 Hz,进出口压比为2时,其出口射流速度范围为75~239 m/s。建立了振荡周期/频率与内部尺寸的关系式,验证了振荡器内部的压力传播与反射机制,并用压力的作用机制解释了射流偏转的两个阶段,为今后设计不同流动条件下所需的流体振荡器提供了设计思路。      

扇形和圆形气膜冷却孔的流动和传热实验比较

首次对流向倾角α为60°、锥顶角γ分别为15°和30°的扇形气膜冷却喷孔射流下游的流动和传热进行了详细的实验研究,并与相同实验条件下圆孔射流的情形进行了比较,结果发现了扇形孔优越的气膜冷却性能和其下游速度边界层等值线的3种基本形态。      

倾斜30°锥形喷孔气膜冷却的流动和传热实验研究

对流向倾角为３０°、锥顶角分别为１５°和３０°的锥形气膜冷却喷口射流下游的流动和传热进行了详细的实验研究，并与相同实验条件下圆孔的射流情形进行了比较，发现锥形喷口下游的速度边界层的等值线具有三种基本分布形态。随着锥形出口面积的增大，射流的穿透能力明显减弱，核心区域速度明显降低，侧向扩展范围明显增加，纵向耦合涡迅速减弱并消失，从而显著地提高了气膜冷却效率，尤其是提高了喷孔两侧流向下游位置上的冷却效率。同时，大锥顶角的高吹风比下，射流具有十分良好的贴壁效应和非常可观的冷却效率。     

CFD-simulation of the flow through a fluidic element

The outflow channel of the fluidic jet reaction control element (FLE) and hence the direction of the thrust vector may be controlled by the injection of a secondary jet through one of the slits downstream of the inlet nozzle in the side walls. The main medium used is gaseous nitrogen, which is supplied from a reservoir chamber. Depending on the pressure there, three different operating modes can be distinguished.In order to reduce development time, the DLR Euler and Navier–Stokes code FLOWer has been extended for the numerical simulation of the flow through a fluidic element. In the present paper the code is verified and validated for this application. The influence of grid density, turbulence model, boundary conditions and the geometry of the external walls is investigated. The code is validated by comparing numerically obtained results with experimental data, including wall pressure and thrust measurements as well as differential interferometry photos. Numerical solutions are obtained for chamber pressures ranging from 60 to 100 bar, considering each case with and without injection of a secondary mass flow.     

某航空齿轮润滑喷嘴结构对喷嘴射流特性的影响研究

为了研究喷嘴结构对喷嘴射流扩散角和射流流量的影响,采用基于FLUENT的大涡数值模拟方法对喷嘴三维射流流场进行了二相流仿真和单相流仿真,分别通过高速可视化和喷射滑油称重的方法测量了喷嘴射流扩散角和射流流量,并用测量结果对二相流仿真和单相流仿真进行了合理性验证.当喷嘴长径比大于2且喷孔轴线与喷孔上游管道轴线的夹角在0°~90°之间时沿喷孔轴线距喷孔出口100mm范围内射流扩散角近似为零,且增加喷孔直径、喷孔轴线与喷孔上游管道轴线的夹角或者减小喷孔轴向长度均会引起射流流量的增加.结果表明:当喷嘴长径比大于2且喷孔轴线与喷孔上游管道轴线的夹角在0°~90°的范围内变化时对射流扩散角的影响很小;喷孔直径、喷孔轴向长度和喷孔轴线与上游管道轴线的夹角通过影响局部损失和沿程损失,从而影响喷嘴射流流量.      

射流微振荡器的设计与实验研究

设计了一种由双稳射流元件和振荡腔组成的射流振荡器,射流元件输出口经过振荡腔接回元件的控制口构成反馈。通过实验研究了供气压力、反馈管路长度和振荡腔容积等影响振荡频率的主要参数,同时分析了振荡器的工作机理,为射流振荡器的应用提供了理论和实验依据。     

扫频式射流对设计工况压气机叶栅流动分离影响的数值研究

高负荷压气机中的大尺度流动分离是导致其性能下降的主要原因,通过数值方法研究了扫频式射流控制角区分离、减小气动损失的效果,并以模型方程代替实际射流器,讨论了扫频式射流的基本控制参数对压气机叶栅流场控制效果及气动性能的影响。结果表明:扫频式射流使得流场呈现出稳定的周期性变化趋势,且存在一个扫频频率,使得超过该频率后的控制效果趋于稳定;合理选择扫频激励参数对实现流动分离的控制至关重要。在本文的方案中,采用较小的扫频射流角和射流流速能取得较好的控制效果,而更大的最大扫频摆角能强化这种控制效果,时均总压损失最大减小6.1%;扫频式射流能够在更大范围内提高吸力面边界层低能流体的动能,以更好地限制角区分离沿叶高方向发展,从而改善对角区分离的控制效果。     

基于VOF方法分析离心式喷嘴结构参数对性能影响

基于两相界面追踪流体体积(volume of fluid,简称VOF)方法模拟了离心式喷嘴内部的流动过程,在数值方法可靠性验证基础上,得到了15个喷嘴构型的流量系数、液膜厚度以及雾化锥角.定义无量纲影响因子η,比较喷嘴结构参数对喷嘴性能的影响程度.除了喷嘴直径和旋流室直径外,重点研究了出口扩张角、等直段长径比等结构参数的影响,通过与试验相对比,综合以往经验公式,得到如下结论:增大旋流室长度,能够增大雾化锥角;在喷嘴出口增加扩张角,能够显著地减小液膜厚度,减小雾化锥角;增大切向口距喷嘴顶部距离,能够改善喷嘴性能;切向口个数和等直段长度对喷嘴性能影响不大.该工作为下一步优化喷嘴构型打下了基础.      

迷宫通道内部流动和泄漏特性的数值分析

求解非定常N-S方程, 数值预测了深宽比H/W分别为0.1、0.3和0.5的单空腔直齿迷宫通道的内部流动, 计算结果展示了流动结构的振荡及出口泄漏量下降和回升的波动。3种结构的密封效果优劣与泄漏量波动幅度大小相对应, 其排列顺序是深宽比H/W分别为0.3、0.5和0.1的结构。还讨论了涡运动与涡合并、分离泡的迁移、射流的弯曲及对空腔壁面的冲击等复杂物理过程的内在联系, 分析了射流冲击所产生的多种效应对增加能耗减小泄漏的作用。      

超临界喷射受环境和喷射参数影响的数值研究

基于PR(Peng-Robinson)状态方程,采用二维轴对称的两相流控制方程和相关文献中的混合规则,建立了超临界燃油喷射的数值模型并采用预处理方法进行求解.以正癸烷为替代燃料研究了超临界燃油喷射到静止超临界氮气环境中时射流长度和射流扩张角的变化规律.结果表明:超临界射流长度和射流扩张角随环境压力的升高而减小,随环境温度和喷射温度的升高而增加,且超临界射流长度受环境和喷射参数影响的敏感性稍高于射流扩张角.分析认为影响超临界喷射的两个主要因素是喷射密度比和喷射动量,且后者占主导地位.     

合成射流激励器控制喷管矢量研究

利用试验方法研究合成射流激励器对喷管气流矢量控制的作用效果,证明在恰当条件下喷管气流矢量角可改变30°.试验结果证实,喷管射流角度的改变不但与激励器工作参数和喷管流动速度、流量相关,同时还与激励器工作时产生的向下游迁移的"涡对"对周围流体"卷吸"形成的低压卷吸场有关,并与卷吸涡对与主流自由剪切层之间的耦合作用有着密切联系.以上可以认为是喷管矢量受控的机理.      

塞锥气膜冷却对二元塞式喷管红外特征的影响

为了研究二元塞式喷管塞锥壁面多斜孔气膜冷却对喷管红外特征的影响,设计了带冷却结构的喷管试验模型,测量了吹风比从0增加到1时的塞锥壁面温度、喷管出口截面处喷流温度以及喷管红外辐射强度.结果表明：随着吹风比的增加,气膜冷却效率逐渐提高,最大达到0.68;喷管出口截面在中心区域喷流的温度逐渐降低,最大降幅为14%;喷管红外辐射强度逐渐降低,在0°方位角上最大降低52.8%,在90°方位角上最大降低13%.     

超声速高度欠膨胀冲击射流的大涡模拟

冲击射流广泛应用于短距起飞垂直降落飞行器(SVTOL)等航空航天领域.本文采用大涡模拟方法对高度欠膨胀的超声速冲击射流的流场进行了数值模拟.本文数值模拟得到了高度欠膨胀冲击射流流场中的激波结构和内外剪切层中不同尺度的涡结构.数值结果观察到了马赫盘的振荡,以及在斜激波、马赫盘及大尺度涡结构的共同作用下,射流内外剪切层之间的环形激波的生成与消失的周期过程.并对流场内剪切层的涡结构的演化进行了研究,数值结果显示内剪切层的大尺度涡结构的形成与马赫盘的振荡相关,在内外剪切层的作用下形成了壁射流区内外交错的涡结构.     

平行四边形截面的旁路式双喉道气动矢量喷管数值研究

将异型出口设计与气动推力矢量喷管结合,提出了平行四边形截面的旁路式双喉道气动矢量喷管(bypass dual throat nozzle,BDTN),并与基准矩形截面的BDTN进行流场结构及气动性能的对比研究。三维数值计算表明:平行四边形构型与矩形构型具有相同的气动性能变化规律;相较于基准矩形BDTN构型,由于壁面倾斜导致流场结构变化,平行四边形构型在矢量状态下的俯仰矢量角及推力系数有所降低,但对非矢量状态下的推力系数和流量系数影响不大;壁面倾角是性能变化的重要因素,相同落压比时壁面倾角越小,矢量角越小,壁面倾角不小于60°时喷管的稳定矢量角均可达10°以上,最大矢量角均可达15°以上;平行四边形出口增强了尾喷流与环境气流的掺混,出口射流中心线速度衰减大大加快,有利于提高红外隐身特性。     

流场不均匀对液体火箭发动机纵向振荡燃烧影响及控制

针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明：推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速,使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加,进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验,获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性,提出控制推进剂流速,降低不均匀性,进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明,采用（15±1） m/s的推进剂入口流速,控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。     

变比热容对射流推力矢量喷管内流场影响的数值模拟

利用时间推进的有限体积法求解二维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,分别在变比热容和定比热容的情况下研究了射流推力矢量喷管的内流性能,并对两种情况下计算结果进行了比较.结果表明,与定比热容情况相比,工质为变比热容的燃气时,喷管内部由二次流产生的斜激波位置向喷管下游移动,回流区减小,喷管的推力矢量角和推力系数减小,温度越高,两种方法的计算结果相差越大.因此,在采用计算流体力学(computational fluidic dynamic,简称CFD)方法研究射流推力矢量喷管内流场性能时应该考虑变比热的影响.      

射流缝对激波诱导矢量喷管三维流场影响的数值模拟

在设计工况下,采用RNGk-ε湍流模型对扩张段不同射流缝几何结构的激波诱导轴对称气动矢量喷管进行了数值模拟。结果表明,流场结构的主要特征是在扩张段有一个主分离涡与一个旋向相反的射流角涡及次流与出口截面之间有一个较大的回流区。周向角,射流缝距出口截面轴向距离和轴向角是射流缝结构优化的三个关键参数,周向角为45°,射流缝距喷管出口截面轴向距离为19 mm,次流注入方向与主流方向相反时产生大的有效矢量角。     

合成双射流矢量特性影响因素分析

为了拓展合成双射流作动器在无人机推力矢量控制方面的应用,需要对合成双射流作动器结构进行优化,提高其矢量性能。通过分析合成双射流的特性,引入了以射流冲程为基础的无量纲距离,建立了射流矢量角的计算方法,并以此为评价指标,采用单因素试验法分析了合成双射流作动器无量纲结构参数对射流矢量角的影响机制和规律。利用极差分析法获得了各参数对射流矢量角影响的显著程度:出口宽度出口长度出口间距出口深度腔体高度,提出了作动器结构参数设计的原则。     

流体控制矢量喷管启动过程的瞬态响应

采用三维非定常数值模拟方法对流体矢量喷管启动的瞬态响应过程进行了研究,给出了流场的演化特性及性能参数的响应时间.根据不同时刻的流场和壁面压力分布,分析后得到了注气附近射流扰动波系及漩涡的演化过程,并与上壁面压力分布相互印证.由性能参数(包括流量,推力系数,矢量角)的时间响应曲线发现:流量和推力系数在响应初始阶段存在剧烈波动,而矢量角是平稳变化,三者的响应时间在毫秒量级.