变截面风扇管道快速声散射计算

针对航空发动机消声短舱声学设计的需要,发展了一种结合快速声散射和直接边界元计算发动机远场声散射的方法,用于计算包含了壁面声阻抗影响的复杂截面管道声散射问题.应用该方法针对某风扇实验台进行了管道消声的数值模拟,得到了远场声散射结果,进行了声衬声阻抗影响的计算,并通过与文献结果的对比表明该方法具有工程应用价值.      

圆截面U形管流有限元模拟

弯曲圆管内流动具有很强的工业应用背景,管内二次涡的大小、位置及发生的频率会对流动系统的阻力及热质交换产生重大作用,研究弯曲圆管内的流动具有重要的理论意义.本文应用湍流大涡模拟方法对弯道流动进行了数值模拟.用时间推进法,给出了隐含流线迎风耗散作用的二阶完全展开Taylor-Galerkin有限元离散格式,数值计算的结果与实验结果符合较好.表明大涡模拟方法适用于边界形状复杂,存在各向异性的大尺度涡的流动仿真.     

三轴承推力矢量喷管运动学建模及试验

三轴承推力矢量（3BSD）喷管是实现大角度偏转的推力矢量主要形式,主要应用于垂直/短距起降（V/STOL）飞机。喷管由3段组成,相邻两段通过轴承连接,喷管与发动机出口也通过轴承连接,因此形成了3对转动副,通过3对转动副的转动喷管可以实现偏转到特定的角度及方向。三轴承推力矢量喷管运动学模型是其控制器设计及应用的前提,通过喷管固联坐标系逐级坐标转换的方法得到喷管运动学模型。通过几何关系分析说明了三轴承推力矢量喷管的基本原理,对推力矢量偏转大小/方向与三级喷管转角之间的非线性关系进行了分析,在3条基本假设的基础上提出了喷管逆运动学控制规律,并利用一个缩比喷管进行了试验验证。试验结果表明,所建立模型可以反映喷管运动学特性,逆运动学控制规律可应用于喷管开环控制。     

大曲率弯道内湍流数值计算与测量

本文用k-ε两方程模型和激光多普勒测速仪研究了大曲率、小高宽比弯道内的湍流流动。实测发现湍流存在强烈的各向异性,最大时均速度u_(max)在25°截面后随θ角增大向外壁移动。计算发现用k-ε模型得到的时均速度u的结果与实验比较,在45°截面前,二者符合得很好,此后,存在较大误差。     

汽车空调风道设计对车内噪声的影响

空调风道的设计与布置合理与否直接影响车内环境的舒适性.风道设计中要求风道的气流噪声必须控制在允许的范围内.风道中压力损失是使得车厢内产生气流噪声的原因之一,在此通过分析风道中产生压力损失的原因和对某汽车整车送风系统的计算流体力学（CFD, Computational Fluid Dynamics）分析和实际测试,说明减小风道压力损失可使车内噪声得到降低.     

双斜切进口进气道亚音速管道设计

双斜切进口进气道是一种新型隐身进气道形式。本文介绍了双斜切进口进气道亚音速管道的设计方法，着重提出了设计中遇到的几个难点和解决办法。     

旋翼/机翼转换式高速直升机RD15方案设计

首先对目前各种类型的高速直升机方案和提高前飞速度的新技术进行了综合比较和分析,在此基础上提出了一种旋翼/机翼转换式高速方案。然后,设计了高速直升机RD15的总体方案和直升机/飞机模式的转换过程。在该方案中,升力系统由盘翼和可收缩的桨叶组成;悬停和低速前飞时的控制采用单片桨叶控制技术;尾部采用矢量推力的涵道螺桨,不仅在悬停时提供方向控制,而且在飞机模式时提供高速前飞的推力和多种控制。最后,对此方案旋翼系统的气动特性和关键技术——直升机/飞机模式转换过程中盘翼的仰角、桨叶的长度、转速以及桨距等参数的变化进行了理论和试验研究,并建立了盘翼/旋翼系统的气动计算模型。计算和试验表明,该方案在直升机/飞机模式相互转化过程中升力、功率和操纵的改变能够实现平滑连续地过渡并保证操稳性。     

一种基于有限元/边界元耦合方法的管道进口声传播及声辐射模型

本文发展了一种基于有限元和边界元耦合方法的管道进口声传播及声辐射计算模型。该模型将整个声场分为内部有限域和外部无界域,分别用有限元和边界元方法求解控制方程,在二者之间的界面上使用具有物理意义的声阻抗参数进行匹配,并通过一种快速迭代方法实现全声场求解。这种迭代方法可以保证有限元刚度矩阵等带宽以及对称的特性不被破坏,有助于提高计算效率。该模型先得到了Levine and Schwinger标准解的检验,进而在无流动情况下对于简化的航发短舱进口管道模型进行了噪声辐射现象的数值模拟,最后基于计算结果分析了声衬对远场声辐射的影响。     

关于压气机过渡段设计方法的探讨

 为改善压气机过渡段内的流动损失,提高设计过程的快速性和结果的准确性。首先,发展了结合气动评估与优化算法的带支板压气机过渡段的设计方法,并编制了相应程序。针对算法各自的特点将不同的气动评估方法运用到优化方法的不同阶段,求解子午平面的二维方法用于解空间的全局寻优,精确求解三维雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程的方法用于进行局部寻优,这使得设计流程变得快速而不失准确性,并建立了方便进行流通面积控制的过渡段参数化方法。其次,针对一算例开展了设计工作,并分析了损失来源,结果表明过渡段的设计如果不考虑支板的影响将对结果产生重大偏差;对于进出口面积相同的过渡段设计,沿流动方向先增大后减小的面积变化有助于减小过渡段支板后半段的局部快速扩压作用与凹壁面减速作用相互叠加引起的高损失区域,避免大的流动分离;过渡段流通面积扩张度有一个最佳值,其值受支板翼型、进出口面积比等因素共同影响。最后,将本文设计方法得到的过渡段规律同前人所做类似工作得到的结论进行对比,吻合较好,说明本文发展的设计方法是可行的。     

某型涡轮过渡流道稳定工作范围优化设计

为保证高、低压涡轮间流场参数匹配,要求在高压涡轮出口旋流角增大时,涡轮过渡流道仍处于近最佳工作状态。利用全三维数值模拟方法对涡扇发动机涡轮过渡流道进行了初次优化设计。优化后的过渡流道压力系数提高了20.6%,总压损失系数降低了 5.0%,并且其无流动分离工作范围得到扩大。为进一步扩大非设计稳定工作范围,对初次优化设计结果进行了二次优化。虽然二次优化后涡轮过渡流道设计点性能略有下降,但其无流动分离工作范围进一步扩大,且非设计工况点流道出口流场分布更加均匀,改善了下游低压涡轮的进气条件。 