具有复合角的多斜孔板流量系数研究

试验研究了多种结构多斜孔板的流量系数,分析了孔倾角、孔偏角、板厚等几何结构参数,和孔内流动雷诺数、主次流温比、主流马赫数等气动参数对具有复合角的多斜孔板流量系数的影响。研究结果表明：①孔内流动雷诺数小于4000时,流量系数与雷诺数呈线性关系,大于5000时流量系数变化不大;②孔偏角小于40。时,流量系数随孔偏角的增大而...     

出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

弯曲段壁面冲击发散冷却结构流量系数与冷却效率的实验

为了研究回流燃烧室弯曲段采用冲击发散冷却结构时的流量系数和冷却效率,设计了多种不同几何尺寸的实验件模型,分别对其流量系数和冷却效率进行了实验研究,得出如下结论:①弯曲段冲击发散冷却结构的流量系数较小,一般不会超过0.7.发散孔倾角为40°的流量系数要小于倾角为20°和30°的流量系数,流量系数随着发散孔纵向间距比的增大而减小.②弯曲段冲击发散冷却结构的冷却效率均随着吹风比的增大而增大,其冷却效率要明显高于直板冲击发散冷却结构,且这种差异随着吹风比的增大而逐渐减弱.      

角度和孔间距对双向扩张型孔流量系数影响的实验

为了研究非常规扩张孔的流动特性,测量了一排7个双向扩张孔的平均流量系数.气膜孔的前倾角为20°,45°和90°,径向角为0°,30°和65°,孔间距与孔径比为2,3和4.动量比变化范围为1到8.结果表明,径向角为0°的流量系数随前倾角的增加显著增加.前倾角为20°的流量系数随径向角的增加略有减小.前倾角为90°的流量系数随孔间距的增加而增加.      

气膜孔倾角对层板隔热屏冷却性能影响

为了获得气膜孔倾角对层板隔热屏(冲击/发散复合冷却隔热屏)冷却性能的影响规律,基于加力燃烧室真实工况,对0°到90°范围内的十种不同气膜孔倾角的层板隔热屏进行了三维流热耦合数值模拟研究,得到了层板隔热屏冲击壁面Nu数、层板隔热屏气膜冷却表面的冷却效果、层板隔热屏冷流体热负荷及气膜孔流量系数的变化规律。结果表明,气膜孔倾角的变化对冲击壁面Nu数的影响较小;气膜冷却表面的综合冷却效果随气膜孔倾角的增大而减小,15°倾角模型比10°倾角模型的平均综合冷却效果降低2.8%;单位面积冷流体热负荷随气膜孔倾角的增大而增大,最小值比最大值低30.7%;气膜孔倾角对层板隔热屏平均流量系数的影响不大,但上游气膜孔的出流会对下游气膜孔的流量系数产生影响。     

冲击发散冷却流场结构PIV测量

为了研究冲击发散冷却结构的流场特性,设计了一典型冲击发散冷却结构,采用粒子图像测速仪(PIV)对其流场特性进行了研究.研究发现,在冲击板与发散孔板间,气流的流动状态很复杂,在各个方向上均形成大量的涡,且涡的形式和强度均随吹风比的变化而变化.在发散气膜侧,随着吹风比的增大,由发散孔流出的冷却气流会逐渐穿透主流,从而使得冷却气膜层愈来愈不稳定,脱离壁面;而在发散孔出口与主流方向垂直的位置会形成一对旋转方向相反的肾形涡,且涡的位置随吹风比的增大而移向主流区域.      

开孔率对加力燃烧室隔热屏冷却特性的影响

为了分析开孔率对航空发动机加力燃烧室隔热屏流动和冷却特性的影响,建立了双层壁隔热屏结构。在给定冲击距、 发散板与冲击板开孔面积比的条件下,对开孔率为0.6%和0.8%的冲击发散冷却结构进行数值模拟,获得了发动机真实工作状态 下的气动参数、几何参数对流量系数和综合冷却效率的影响规律。结果表明：冲击孔、发散孔流量系数沿主流方向略微增大,随着 开孔率由0.6%增大到0.8%,不同吹风比下冲击孔的流量系数均减小,而气膜孔的流量系数变化不明显,在吹风比由0.2增加到0.8 时,0.6%开孔率结构的综合流量系数增幅明显高于0.8%的;在吹风比为0.2时,0.6%开孔率结构上游区综合冷效优于0.8%开孔率 结构的,而在下游区则正好相反,在吹风比为0.3～0.8时,0.8%开孔率结构各区域的综合冷效均高于0.6%开孔率结构的。     

肋角度和出流孔位置对流动特性的影响

针对带肋和双排出流孔通道,研究了肋角度和出流孔位置对流量系数分布和总压系数分布的影响.研究的肋角度为60°,90°和120°.出流孔分别位于相邻两肋之间距前肋1/4肋距、两肋中间、距后肋1/4肋距.研究表明:不同的肋角度和出流孔位置不改变流量系数和总压系数沿流向的分布规律;流量系数随肋角度增大而增大;60°和120°肋通道中总压系数绝对值接近且小于90°肋通道中的绝对值;两肋之间,出流孔位置靠近下游,将使流量系数增大,总压系数绝对值增大.      

气膜孔内部对流换热的数值研究

运用数值计算方法对气膜孔内的对流换热特性进行了研究,分析了气膜孔内雷诺数(Re=10 000~50 000)、气膜孔倾角(α=20°~40°)及长径比(l/d=4~6)对气膜孔内部表面传热系数的影响规律.在研究参数范围内,结果表明:①气膜孔内表面传热系数随着雷诺数的增大而增强;②增大孔倾角,气膜孔进口附近的表面传热系数有较大幅度的提高;③气膜孔内周向平均表面传热系数沿程呈单调下降的趋势,在小长径比下气膜孔内总体平均表面传热系数较高.     

主流逆压力梯度下气膜孔流量系数的实验

为研究主流逆压力梯度下气膜孔的几何结构和气动参数对流量系数的影响规律,采用放大模型在低速回流式风洞中进行了实验。在对比研究圆柱孔和双向扩张孔流量系数基础上,重点研究了双向扩张孔的流量系数。结果表明,双向扩张孔的流量系数比圆柱孔的流量系数高。前倾角越大,流量系数越高;径向角越大,流量系数越高。流量系数随动量比的增加而增高,在动量比小于4时增幅尤其明显。主流湍流度增大使流量系数增大,动量比越小,增幅越大。除了在孔轴线与平板的夹角较大情况外,密度比对流量系数的影响较小。     

串列双U型管束换热器压降与回热效率模型实验

为了研究串列双U型管束换热器的流动和传热特性,开展了模型实验,得到了串列双U型管束换热器布置方式对喷管通道流动压降和换热器回热效率的影响。结果表明:喷管通道流动压降随着换热器安装角的增大而增加,邻近喷管收敛状出口位置的换热器安装角对流动压降的影响最为显著,进口附近的换热器影响次之;相对通道内置单个换热器的情形,串列换热器中前置换热器安装角的变化对流动压降的影响有所减弱;较小的前置换热器安装角度导致其回热效率过低,从而导致平均回热效率难以改善;在本文研究的几种布置方式下,安装角为30°-17°-13°的串列换热器布置方式的流动和传热综合性能相对较优。     

等压差条件下多斜孔综合冷效实验研究

为了研究不同进气条件对多斜孔气膜冷却的影响规律,采用实验方法,从等压差和等冷气量两个角度分别探讨了孔径d为0.5mm～1mm,开孔率op为0.0245～0.0383,流向倾角α为20°～45°的变化对综合冷效的影响规律。实验结果表明:综合冷效沿流向方向逐渐增大。开孔率和流向倾角不变时,孔径减小,在等单位面积冷气量下,综合冷效显著增加;在等压差条件下,孔径越小,单位面积冷气量越小,综合冷效仍然随之增加。孔径和流向倾角不变,两种进气条件下,综合冷效随开孔率的增加而增加,但等压差条件下增大幅度更高。孔径和开孔率不变,在等冷气量条件下,20°流向倾角综合冷效最高;在等压差条件下,30°流向倾角综合冷效最高。     

不同喷口扩张角下离心喷嘴雾化锥角特性研究

为研究扩口式离心喷嘴的雾化锥角特性,对5个不同扩张角度的喷嘴展开了试验与数值计算研究。试验以RP-3航空煤油为工质,采用高速摄影对油雾场进行拍摄,Matlab二值化处理得到雾化锥角;数值计算采用VOF(volume of fluid)方法结合RSM(reynolds stress model)湍流模型。研究表明：随着扩张角的增大,锥角不是单一的变化规律,而是呈先增大后减小的趋势,且不同油压差下锥角峰值及其对应的扩张角有所差异。揭示了随扩张角增大,扩张段内液膜呈现附壁/未附壁两种流动模态。结合试验与理论计算结果分析,发现供油压差增大后,60°扩张角会限制锥角的大小,使锥角峰值出现在90°扩张角处。然后比较100°、120°扩张角的气液两相图,发现扩张段内的射流使附近空气与其同方向运动产生回流区,而回流区与空气核相互作用反过来又影响着射流的偏转幅度,决定液膜未附壁时的锥角值。最后比较发现平口喷嘴的雾化特性决定了两种模态的出现与否,解释了已有研究中规律不一致的原因。     

二维高超声速压缩面斜激波系的优化配置

选择进气道外压缩段的气流转折角为设计变量,以进气道的压升比为约束条件,分别以总压恢复系数和阻力系数为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6,飞行高度25 km,进气道出口气流方向与自由来流夹角等于0,°2,°4°和6°的条件下,对二维混压式高超声速进气道进行了优化设计,得到了优化的斜激波配置。优化结果表明,在所讨论的各种情况下,以阻力系数最小为目标得到的外压缩段斜激波系与以总压恢复系数最大为目标得到的外压缩段斜激波系基本相同,都近似为等强度斜激波系。运用数值模拟手段验证了等强度斜激波系配置原则,本文提供的方法可以用于二维混压式高超声速进气道的初步设计。     

飞行器级间段跨声速脉动压力特性试验

通过脉动压力风洞试验测量，对比分析了跨声速（马赫数介于0.75~1.2）不同锥角和锥长大小的级间段对锥柱外形飞行器局部脉动压力的影响规律。结果表明，肩部脉动压力主要由以低频为主导的激波振荡所致，能量集中在100 Hz左右的窄带区间，且表现为随着马赫数增加，脉动压力系数峰值先增大后减小，并随着肩部激波的后移而不断向后推移。此外，通过对比分析5种不同锥角模型（10°、12.7°、15.3°、20°、25°）的脉动压力系数最大值发现，随着锥角的增加，脉动压力表现出当锥角小于15°时先平缓增加，随着锥角增大脉动压力系数增加幅度进一步加大的趋势。对比分析不同锥长模型的结果发现，锥长对局部脉动压力的最大峰值几乎没有影响，影响的只是脉动压力在肩部作用区域的大小以及峰值出现的马赫数范围，且表现为锥柱级间段越长其作用范围越大，对应于峰值的马赫数区间越宽。     

一种新型几何可变径向涡流器的实验研究

研究了一种新型的几何可变径向涡流器，主要对其进行了流量特性和流量系数、流阻特性和流阻系数、压力损失以及旋流数的实验研究，取得了一些有价值的实验曲线。     

新型翅片式减涡器减阻特性数值研究

为了降低压气机径向引气过程中的压力损失,在设计出新型翅片单元结构的基础上,研究了新型翅片单元结构对径向引气压力损失的影响规律,对不同转速、新型翅片结构的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下压气机共转盘腔径向引气的流场结构及压力损失分布曲线。研究结构表明:新型翅片单元结构能够抑制盘腔内气流旋流比,降低引气压力损失;翅片单元通道宽度和高度均存在最佳值使得减涡器减阻效果较好,在优选结构翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的条件下,其减阻效果较简单盘腔模型提高86.5%。高低翅片结构能起到较好的减阻效果,随着单侧翅片高度的升高减阻效果逐渐增强,在本文结构下增加单侧翅片高度L1=0.3时减阻效果最优,且A侧或B侧翅片增加带来的减阻效益相同。一方面,最优高低翅片结构其减阻性能相比于简单盘腔模型、典型翅片式减涡器模型以及翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的结构模型分别提高87.5%,29%,7.8%;另一方面,最优高低翅片结构能够减轻翅片单元的质量,具有较高的工程应用价值。