三维叶轮机叶片黏性反问题设计改进方法

提出了一种改进的适用于三维黏性流场的叶轮机叶片反问题设计方法。该方法假设叶片的中弧线具有虚拟移动速度,其位移量由目标载荷与实际载荷的差值计算,并利用黏性底层厚度进行限制。采用三次B样条曲线插值方法对叶片中弧线进行光顺,新叶型通过更新后的中弧线和给定的叶片厚度得到。算例验算结果表明:该方法能够根据设计意图对叶型进行修改,鲁棒性强,收敛速度快,叶片的可变自由度高,不依赖于特定的网格和求解器,具备一定的通用性。      

非预混条件下的旋转爆轰燃烧室双波头演化过程数值模拟

针对旋转爆轰燃烧室双波头演化过程中流场结构变化的问题,对非预混条件下的旋转爆轰燃烧室从起爆到形成稳定的双波头过程进行了数值模拟研究。研究结果表明,从起爆到形成稳定爆轰过程,燃烧室主要经历了起爆、爆轰波对撞和稳定爆轰三个阶段；在爆轰波对撞阶段,首次对撞是两个爆轰波间的对撞,由于对撞点处缺少新鲜混合气,从而在对撞结束后衰减为两个压力波。第二次对撞是两个压力波间的对撞,因为在第二次对撞点附近存在新鲜混合气来支撑爆轰波的持续传播,故对撞结束后产生了一个爆轰波和一个较弱的压力波；第二次对撞发生后,燃烧室内的压力波反射叠加并形成局部高压区,此高压区压缩气体使气体温度升高,高温气体引燃混合气后,最终发展成为第二个爆轰波；稳定阶段,两个爆轰波均能稳定自持传播,爆轰波峰面压力可达1.45MPa,波后温度为2500K,爆轰波速度稳定在1738m/s,产生的推力与比冲分别为79.76N和2312.15s；斜激波的存在使燃烧室出口平面流场产生了较大波动。      

基于两相流模型的挤压油膜阻尼器空化流场特性数值模拟

基于气液两相流理论中的Mixture模型和Zwart-Gerber-Belamri空化模型,采用动网格技术建立了两端开口中心槽供油型挤压油膜阻尼器三维非定常空化流场求解模型。数值模拟表明:随着阻尼器内环进动,考虑两相流动的油膜低压区在中心槽的两侧产生两道对称的条状负压带,条状带内具有较高的气相体积分数;阻尼器低压区的压力和气相体积分数对进油孔位置十分敏感,阻尼器油膜力和流场气穴比的变化频率与进油孔数密切相关。内环同心进动半径、进动频率对阻尼器空化流场影响的数值计算表明,进动半径和频率的增大均会使得流场内的空化现象加剧,同时气穴比的相位滞后现象愈加显著。      

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型，建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM)，空间离散采用二阶迎风TVD格式，对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算，将数值结果与试验数据进行广泛对比，验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明，火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值，随着飞行高度上升，辐射热流逐渐降低，火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势，并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

某飞行器推力矢量试验测力装置研制

为满足某飞行器推力矢量试验的测试要求,采用两台六分量应变天平和一个空气桥组成测力装置来实现飞机全机气动力和喷管推进特性同时分别测量。基于有限元软件,对天平的应变及空气桥对天平的干扰进行了分析。结果表明:空气桥对天平力分量的干扰值优于5%,对力矩(滚转力矩除外)分量的干扰值优于15%,达到了设计指标。通过校准获得了单独天平、天平带空气桥(充压、不充压)状态下的校准公式,校准结果表明:两台天平各分量的综合加载误差均优于0.3%,天平带空气桥(充压、不充压)状态下各分量的综合加载误差优于0.5%,空气桥对天平的干扰量值与有限元分析结果一致。理论分析与实测结果证明:研制的天平及空气桥达到了预定目标,它的测量精准度高,满足推力矢量风洞试验需求。     

喷雾器喷嘴出口喷流流场特性的实验研究

通过定性定量实验手段研究了以水为单介质流体的某农用喷雾器喷嘴出口流场。首先采用单反相机常规拍摄方法,记录了喷雾压力在50～4 000 Pa范围内的喷嘴出口流场,发现了随着喷雾压力增大,喷嘴出口射流的形状经历了形成液泡到液泡破裂的过程,以及射流发展及最终稳定过程。然后通过PIV测速技术对喷雾压力在1 000～4 000 Pa范围内的喷嘴出口流场进行了定量测量实验研究,获得了在纵向截面上,喷嘴出口速度随喷雾压力增大而增大,且在中心线上的速度随着离喷口距离的增加均呈现振荡衰减的变化规律。在同一位置横向截面上,随着喷雾压力的增加,旋流强度越强,流速越大;而在同一喷雾压力下,离喷嘴出口距离越近的横截面处旋流强度越大,流速也越大。本文实验研究结果验证了PIV测速技术可以用于水雾滴的速度场测量。     

基于G-M制冷机的大尺寸冷屏设计方法

介绍了基于Gifford-Mcmahon (G-M)制冷机的大尺寸冷屏的设计方法。该低温冷屏配合真空环境模拟室共同使用，为遥感卫星的星载遥感器等部件的红外定标试验提供20K的低温冷背景。该冷屏采用5台G-M制冷机进行制冷，外形尺寸达到1m×1m，是目前国内同类型冷屏中尺寸最大的。详细介绍了冷屏在容器内的安装布置、冷缩时的补偿等结构设计方法、冷屏的表面温度分布以及降温时间等计算分析。成功解决了大尺寸冷屏在低温环境下的冷缩补偿难题，试验结果表明:冷屏主要测点温度为15K，温度均匀性误差为±1K，达到并超过设计要求。      

耦合热、动载荷的超超临界汽轮机迷宫密封动力特性

密封汽流激振严重影响超超临界汽轮机的安全运行,采用DEFINE_CG_MOTION和DEFINE_PROFILE控制宏建立转子的涡动方程,通过Workbench流固耦合方法计算热、动载荷下密封齿形变,根据快速傅里叶变化得到机组运行时的密封动力特性,并对转子稳定性进行分析。结果表明:蒸汽可导致密封齿膨胀变形,温度对密封齿长度变化影响可达1%~1.5%,压力和离心作用对其影响较小。热、动载荷使迷宫密封直接刚度减小,直接阻尼先增加后减小,交叉刚度先减小后增加,动力系数的最大变化为原来的2倍。35~55 Hz内转子稳定裕度急剧下降,转子对密封汽流激振更敏感。热、动载荷引起的压力波动集中在低频范围,密封周向压力波动可增高18.5 kPa。密封高压区的压力波幅剧增是汽流激振显著的主要原因。      

不同迎角下脊形前体绕流数值模拟研究

脊形前体有较强的背风涡流场,不同的前体形状对前体涡流场和气动力有很大的影响。本文针对脊形前体飞行器大迎角湍流大分离流动计算的困难,采用IDDES混合湍流模型,以及与之匹配的非定常算法,研究了不同来流迎角下脊形前体的气动特性,以及背风涡非定常演化、破裂的细致流动结构。选取了不同脊形角,以及不同上、下高宽比的脊形前体进行计算。计算结果表明,在迎角较小时,随着迎角的增大,前体主涡会逐渐增强,在迎角较大时,前体主涡破裂;在相同迎角下,脊形角较小时,前体涡较强,涡升力也更大;对于相同脊形角的前体,当上半截面高宽比较小时,前体主涡强度较大,前体涡破裂临界迎角较小,即会提前破裂。     

展向离散抽吸法控制边界层转捩实验研究

通过实验成功发展了一种生成大振幅稳定条带的有效方法,即展向离散抽吸方法。在此基础上,开展条带控制边界层转捩的研究。实验在水洞中进行,以零压力梯度平板边界层为研究对象,利用氢气泡时间线法观测引入条带前后人工激发转捩边界层中扰动发展变化,分析条带对转捩的控制效果及参数影响。结果表明,展向离散抽吸方法生成的稳定条带最大振幅可达28.4%U（U为自由流速度）;实验中引入的宽度14和28mm的稳定条带都能起到抑制转捩的作用;条带振幅越大、宽度越窄,抑制效果越明显。研究结果为探索降低水/空气中航行器摩阻的新技术提供有价值的参考。