极低压下两相流挤压油膜阻尼器油膜参数特性

针对极低供油压力工况开展实验研究,以考察气液两相流对挤压油膜阻尼器(SFD)油膜参数特性的影响。结果表明:当SFD入口气体体积分数小于0.9时,油膜阻尼随着入口气体体积分数的增加而减小,直至气体体积分数增大到0.9时,油膜阻尼是纯油状态时阻尼的60%;当气体体积分数大于0.9时,油膜阻尼大幅减小至几乎可以忽略不计。现有理论模型并不适用于极低供油压力工况。基于实验结果,找到了最符合SFD两相流动的等效黏度模型,其理论预测的油膜阻尼与不同供油压力下的实验数据吻合较好,为SFD两相流研究的模型选择提供了依据。     

风车状态下转子性能及通道内流动分析

为探究低展弦比压气机转子在风车状态下由压气机模式向涡轮模式转化过程中性能、内部流场结构以及气动损失的演化过程,提出了一种基于叶片和流体间能量传递的简化数值计算方法,以获得某转速下的风车状态临界流量点。在数值模拟的基础上,重点对比了同一转速线上压气机工况点(小流量工况)、风车临界点和涡轮工况点下叶尖泄漏损失的演化机制,同时探究了叶片通道内流动分离的演化过程。 结果显示,随着转速的增加,转子风车状态临界流量呈现近似线性的变化趋势。而同转速下随流量增大,叶尖泄漏流从吸力面流向压力面,并与压力面上的低能量流体进行掺混,造成了流动堵塞。同时,从压气机模式转向涡轮模式的过程中,叶尖区域的流动分离从吸力面分离转变为压力面分离,随后分离强度和尺寸逐渐增大,造成的气动损失显著增加;而在轮毂区域,流动分离始终保持吸力面分离,其分离尺度沿径向有所发展。     

隔舱式双脉冲发动机第Ⅱ脉冲点火过程数值仿真

基于计算流体力学和相关点火理论,对双脉冲发动机第Ⅱ脉冲点火瞬态过程的流场进行了数值分析,并进行了发动机第Ⅱ脉冲点火试车试验。结果表明：在隔板打开前,第Ⅱ脉冲燃烧室高压区的位置由燃烧室前端向隔板移动,压强沿燃烧室径向变化较小,沿轴向变化较大,燃烧室头部和尾部近壁面区域一直处于低温;6 ms时隔板打开,第Ⅱ脉冲燃烧室压强下降05 MPa,药柱内孔前后端压强差波动剧烈,药柱内孔前端温度场下降600 K,而其他区域温度变化较小。隔板打开后,沿隔板下游第Ⅰ脉冲燃烧室轴线形成带状高温区,第Ⅰ脉冲燃烧室头部和尾部依次出现压强峰值,第Ⅰ脉冲燃烧室压强在18 ms时达到稳定,而温度在25 ms时达到稳定。试验测得的第Ⅰ、Ⅱ脉冲燃烧室压强-时间曲线和仿真结果吻合较好,表明该仿真方法具有一定的准确性。     

活门型孔“化方为圆”算法

通过对航空发动机控制系统活门型孔的流量系数稳定性控制的方法进行研究,提出了一套能够将方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔的算法,并通过实例验证了算法的正确性,同时转化误差小于0.7%,基本实现了工程意义上的等流量系数。该算法将加工工艺性差且计量精度低的方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔,消除了方形型孔流量系数变化的影响,改变了活门型孔加工方法,减少了对人和环境的危害,提高了活门型孔的计量精度,减小了活门的液动力,具有极大的工程应用价值。 该算法可以实现将方形、梯形（含三角形）及其组合型孔等任意型孔的转化,具有工程上的普遍适用性。     

某中空长航时无人机机载浮标分离安全性研究

研究机载浮标投放过程中气动干扰特性及浮标运动规律,对机载浮标安全投放方案的设计具有重要意义。采用计算流体力学方法对机载浮标投放过程进行数值模拟。通过动态嵌套网格技术模拟浮标运动,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常 N-S ( Navier-Stokes )方程,模拟基于察/打一体无人机平台的浮标自由投放过程,获得详细的包括浮标运动姿态、运动轨迹和受力情况等在内的数据信息;通过算例,验证本文数值模拟程序的准确性。结果表明:浮标投放过程中,轻质浮标口盖自由分离会对螺旋桨后推式无人机的安全性造成重大影响;考虑浮标口盖固连在浮标降落伞上的状态下,初速度为 0m / s 时投放浮标整体(包含浮标、降落伞、口盖)离螺旋桨最近距离为 0.151m ,安全余量不够;初速度为 1.8m / s 时投放浮标整体离螺旋桨最近距离为 0.671m ,满足投放安全性要求。     

基于数值模拟的流场附面层边缘识别方法

附面层边缘通常取在速度达到主流速度0.99倍的位置,而复杂流场中主流流动往往并不均匀,给附面层边缘的准确识别造成了困难。为解决此问题,提出了用"参考主流"代替实际主流识别附面层边缘的方法:通过零剪切力滑移壁面边界条件下数值模拟得到不受附面层干扰的参考主流,在根据附面层定义确定附面层边缘时以该参考主流中的速度代替实际的主流速度。通过斜楔压缩和弯曲压缩两个超声速压缩流场对该识别方法进行了验证,所得到的斜楔压缩出口截面上附面层厚度与采用实际主流速度判断得到的厚度相对误差仅4.1%。根据该方法的识别结果对弯曲压缩型面设计进行附面层修正后,弯曲激波高度与无黏设计值之间的误差从修正前的2.0%降低至0.3%,压缩面末端压力的相对误差从修正前的6.6%降低至2.3%。该方法避免了指定主流速度的主观性,识别结果较为准确。     

高速可压缩来流与凹腔驻涡相互作用及其物质输运特性研究

为了深入认知凹腔驻涡与高速可压缩来流之间的相互作用过程以及来流马赫数对上述动力学过程的内在影响规律,对长深比为1.0的单凹腔基础构型在常温、常压、Ma=0.3~0.7的高速可压缩来流下进行冷态非定常数值模拟,并基于拉格朗日视角研究来流与凹腔驻涡相互作用及其物质输运特性。结果表明：凹腔上方剪切层内旋涡结构仍然具有类似自由剪切层的周期性演化过程,主流与凹腔通过三次掺混进行物质输运;随着主流马赫数的增加,旋涡运动方式及凹腔-主流物质掺混机制都发生了本质上的改变,剪切层内旋涡和凹腔主涡涡量均呈现数量级式增长,剪切层旋涡结构脱落频率近似线性增长并逐渐卷吸至凹腔中部,进入凹腔的主流流体占比降低,但扩散程度和速度加快;此外,源于凹腔的流体流出唇口线后经剪切层的夹带作用回流占比增大,降低了凹腔-主流的整体质量交换水平;驻留参数整体衰减,高马赫数时仅为低速工况的1/2,显著降低了回流区对于流体驻留作用的贡献。     

亚格子模型对泵喷推进器宽带非定常力预测的影响研究

为了研究亚格子模型对泵喷推进器非定常流动与宽带非定常力预报结果的影响,采用分块结构化网格建立了模型尺度下艇后泵喷推进器的计算模型,并进行了大涡模拟数值计算。从艇尾非定常流场特征量和推进器转子脉动载荷两个方面对比了三种不同亚格子模型计算结果的差异,并分析了泵喷内部流动与转子非定常力间的内在联系。研究结果表明：三种亚格子模型均能得到含有叶频宽带峰的轴向推力谱,且整体趋势相近。泵喷转子上游的湍流强度和尺度的分布对亚格子模型较敏感,其中Smargrinsky-Lilly模型得到的湍流强度较强,尺度较大,该模型下的湍流谱在非平衡区量级较大,但由低频向高频的衰减较快,并且预测到的分离区范围大,导叶尾缘脱落涡分散,导致转子上游来流空间分布不均程度较强。对于转子叶片上的载荷脉动,Smargrinsky-Lilly模型预测的推力谱中线谱成分明显,并且叶频处宽带谱峰“陡峭”,而WALE模型和KET模型的结果宽带特性较强,对比非定常推力测试结果可知,WALE模型和KET模型更适于该问题宽带非定常力预测。     

增材制造异形波导管内腔的磨粒流抛光方法研究

针对磨粒流抛光异形波导管内球面欠抛的问题,通过设置仿形芯模引导磨料流经内球面,完成内球面的抛光.利用Fluent对不同仿形芯模与波导管内腔形成的流道模型进行流体仿真,对比分析等效壁面的流速、压力以及壁面剪切应力.仿真结果表明,芯模球径越大,越有利于改善内球面的加工质量.采用球径9mm的仿形芯模进行磨粒流抛光试验,波导管...     

航空发动机两种加速控制计划的融合控制方法研究

转速导数(N-dot)和换算燃油流量加速控制计划是航空发动机加速过程安全、快速的重要保障,但各自分别易受到功率提取、性能衰退和传感器、燃油计量装置误差的影响导致失速喘振或加速性的下降。为了提高所控制加速过程的鲁棒性,使用这两种控制计划所获燃油流量的偏差大小对N-dot控制计划的控制目标进行调节修正的融合控制方法获得实际的加速燃油流量。以双转子加力涡扇发动机为对象的仿真验证表明,该控制方法可以适应全包线加速控制的需要;相比其余两种控制计划在受功率提取、误差影响下保持正常工作的范围更广;相同工作条件下,该方法比N-dot控制计划更不易发生喘振,比换算燃油流量控制计划的加速时间更小。