S形进气道流场数值模拟

考虑了外流场对进气道内部气流流动状况的影响,将S形进气道的内外流场进行综合求解.采用有限容积法,求解全三维N-S方程.将数值计算结果与实验数据进行了对比,分析了机头/前机身对进气道入口气流的影响,同时也分析了进气道入口激波分布和进气道内部气流流动情况,以及出口流场的气流品质.从计算结果看该进气道损失比较大,出口截面最高的总压恢复系数为0.96;二三级调解板可以有效地引导气流,避免第一转弯处的大面积回流.     

格栅对进气道的气动性能和电磁散射特性的影响

给出了在进气道内加装格栅对进气道的气动性能和电磁散射特性的影响。结果表明,格栅明显地降低了S弯进气道出口二次旋流,且使原始单涡旋流消失,出口流场畸变度减小,进气道的雷达散射截面值显著降低,但同时也降低了进气道出口截面上的平均总压恢复系数。还给出了格栅几何尺寸的影响,及设计中如何选择格栅尺寸。     

三维弯管内分离流场的试验研究

通过热线测速系统对三维９０°弯管分离流场的气流特性进行了实验研究,通过对分离流场的测量及观察,给出了时均速度、脉动速度、雷诺应力的大小等数据。结果表明：在管道的中心线附近远离分离泡区域的紊流可以看作各向同性的;而分离泡与主流的过渡区域表现为强烈的各向异性;回流区的平均速度场分布与紊流度无关,回流的雷诺剪应力大小与当地平均速度无关,回流不是来自很远的下游。     

导流片对大形状比出口弯曲混合管引射性能影响的数值研究

采用数值模拟方法对波瓣喷管-大形状比出口弯曲混合管引射系统进行了流动分析,重点研究导流片数目(n)和出口角(β)对引射性能的影响。与常规无导流片情形相比,出口导流片改善了混合气流在排气出口附近的均匀性,降低了喷管出口截面二次流流通的静压;引射系数随导流片数的增加呈现单调增大的趋势,在导流片数达到8以后继续增加导流片数量,引射系数变化微弱,相对于无导流片情形引射系数的增幅最大可达20%左右;引射系数随导流片出口角的增加而呈现出先增大后减小的趋势,存在一个相对较优的导流片出口角范围,在出口角度为78°左右时可以获得高的引射系数和总压恢复系数。     

共轴双桨涵道无人飞行器非定常气动特性

基于滑移网格技术和SST(shear stress transport) k -ω湍流模型,建立了模拟共轴双桨涵道无人飞行器(UAV)流场的CFD(计算流体动力学)数值方法,并通过计算风洞实验算例验证其有效性。数值模拟了共轴双桨涵道UAV在飞行过程中的动态流场,分析了涵道、飞行速度、螺旋桨转速、攻角等因素对其非定常气动特性的影响规律。计算结果表明:所建立的CFD数值计算方法适于模拟共轴双桨涵道UAV动态流场;涵道的存在显著削弱涵道螺旋桨的桨尖涡、后缘脱体涡和尾流收缩,具有较弱的桨-涡干扰和涡-涡干扰现象,明显减小共轴双桨涵道UAV的需用功率;随前飞速度增大,共轴双桨涵道UAV的升力和阻力同时增大;随螺旋桨转速增大,共轴双桨涵道UAV升力增大,而阻力减小;随攻角增大,共轴双桨涵道UAV的阻力增大,而升力先增大后减小。      

来流参数对混合管道流场结构的影响

为了探究来流参数对混合管道流场结构的影响,通过试验和数值计算方法研究了在不同马赫数、静压来流参数条件下的背景流场和激波串流场结构。试验采用高速纹影和压力测量设备分别进行流场的观察和测量,采用喷管支板结构将来流分为上侧二次流、一次流和下侧二次流。试验与数值结果均表明,背景流场中的背景波系、混合层均由支板后缘处产生,背景波系在壁面间反射并与混合层发生干扰作用,背景流场结构较为复杂。一、二次流的静压关系影响混合层的初始发展方向,导致θ从-9°～7°变化,而马赫数决定起始激波与混合层的夹角。依据前缘激波的反射类型、亚声速区面积等特征,混合管道的激波串流场可以分为规则反射型、临界反射型、正向马赫反射型和反向马赫反射型四种典型结构。临界反射型的波后流场在垂直流动方向上具有"亚-超-亚-超"间隔流动的特点。     

旋转U型通道的流场显示

采用流场显示的方法研究了旋转U型通道内的流场.该U-型通道的横截面为50 mm×50 mm,弯道的平均半径Rc与通道的水利直径D的比值为0.65,旋转轴与弯道的曲率轴线平行.在雷诺数为100 000时,分别对转动数为Ro=-0.2,0和0.2的三种情况进行了研究.研究结果表明,旋转和通道曲率的共同效应对通道内的流场有强烈的影响,特别是在弯道的下游影响更大;不同的转动数下流场的形态有明显的差别,这表明由哥氏力引起的二次流在确定流场结构时起重要的作用.     

S型收缩流道对涡轮通流能力影响的研究

为进一步提高航空发动机涡轮通流能力，以小型跨声速涡轮为原型，研究了静子S型收缩流道对涡轮通流能力的影响。将S型流道直线段长度和收缩段内外圆半径比作为流道造型参数，分别针对原型涡轮静子内外端壁进行调整造型，得到一系列不同参数组合的S型内外端壁涡轮算例。保持膨胀比为设计值不变，利用CFD软件对原型和S型流道涡轮进行设计点模拟分析。结果表明，S型流道涡轮流量提升的原理在于增大的静子喉道面积。在相同造型参数下，S型外端壁涡轮的静子叶根损失被有效降低，流量提升明显，且流量高于S型内端壁涡轮1%左右，但由于最大外径增大使其质量通量提升效果减弱；与之相反，S型内端壁涡轮的质量通量提升明显，且高于S型外端壁涡轮3%左右。从提升涡轮质量通量并保证效率不低于原型的角度看，S型外端壁造型参数选取范围更广。     

航空发动机0Cr18Ni9 不锈钢导管数控弯曲回弹规律

为了有效地解决航空发动机导管弯曲成形时的回弹问题，开展了0Cr18Ni9不锈钢管数控弯曲工艺试验，采用单一变量 法研究了管径、壁厚、相对弯曲半径、弯曲角对回弹的影响规律，并通过数值仿真和正交试验法分析了弯曲速度、弯模间隙等工艺 参数，以及弹性模量、屈服强度、硬化指数对弯曲回弹角的影响。结果表明：回弹角与弯曲角呈显著的线性关系，当弯曲角在180° 以内时，回弹角为1.6°~6.0°；建立了回弹角预测线性方程，预测误差在[-0.425°，0.502°]内的概率为99.74%，并基于此方程开展了全 尺寸导管的回弹角预测和补偿工艺试验；在各工艺参数中弯曲速度和弯模间隙对回弹角的影响较大，可引起大于0.5°的偏差，而 因材料参数变化导致的回弹角变化不超过0.05°。