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1.
针对航空发动机圆柱滚子轴承在高速轻载条件下的打滑问题,开展试验与理论研究。基于滚动轴承打滑试验,探究内圈转速、径向载荷对轴承打滑特性的影响。同时考虑轴承工作径向游隙变化,求解滚子受力情况与轴承总力矩,并结合试验结果进行分析。研究表明,轴承内圈转速低于10 000 r/min时,径向载荷增大使轴承工作径向游隙增大,同时加剧轴承打滑程度。随着内圈转速升高,轴承工作径向游隙逐渐减小;存在内圈临界转速,此时轴承打滑率最大。不同径向载荷下内圈临界转速有所差别,本次试验所得内圈临界转速在7 000~8 000 r/min之间。轴承整体滚子的总力矩直接影响轴承打滑程度。 相似文献
2.
为了解激波/边界层干扰作用下壁板气动弹性及其对流动分离的影响,采用自主开发的双向流固耦合求解器,对不同激波冲击位置下壁板的振动响应和流动特性进行了数值模拟研究。壁板几何非线性运动方程采用有限差分法求解,基于有限体积法求解Navier-Stokes方程组,对流通量采用MUSCL和AUSMPW+格式离散,双向流固耦合采用交错迭代算法。研究结果表明:激波/边界层干扰作用下壁板振动位移先增大后减小,经若干振荡周期后达到稳定颤振状态,呈现二阶振动模态,壁板变形相对于激波冲击位置呈现非对称性,壁板前部分的振幅始终小于壁板后部分;激波冲击位置可显著改变壁板的颤振振幅、频率及分离区长度,当激波冲击位置靠近壁板两端时,壁板振动最终收敛达到静稳定状态;壁板振动响应与流场特征不随激波冲击位置的改变而单调变化,对于激波冲击位置x/a=0.35工况,壁板颤振可有效抑制激波/边界层干扰流动分离。 相似文献
3.
为了探究采用射流预冷技术之后加力燃烧室性能,开展了不同喷嘴布置方案、喷水量和来流温度对预冷效果的影响研究。对射流预冷发动机工作过程进行了简化,建立了加力燃烧室进口前段射流预冷喷水特性计算的数学模型。同时搭建了小型试验台,通过与试验结果的比对验证了该模型的准确性,并利用该模型对射流预冷效果进行了仿真预测。结果表明:提高喷嘴数量与布置均匀性能够小幅度改善预冷效果;当来流温度不变时,射流预冷喷射腔室出口处的液态水蒸发量随着喷水量的增加而提高,但蒸发率却处于下降的趋势;当喷水量达到2%时,加力燃烧室燃烧效率对比不喷水工况会有一定的提升;喷水量达到4%以后,加力燃烧室出口温度及燃烧效率随着喷水量的提高而降低;喷水量大于8%以后,恶化了加力燃烧室(V型火焰稳定器)贫油熄火极限与燃烧效率;喷水量达到最大10%时,油气比需从原来设计工况的0.052上升到0.064才能保持稳定点火且对比不喷水时工况,加力燃烧室出口温度由1860K下降到1373K,燃烧效率由80.2%下降到69.2%。 相似文献
4.
为研究超声速可调进气道喉道调节过程中的内流结构及节流特性,设计了工作马赫数范围为0~4的超声速可调进气道,在来流马赫数为2.9的风洞中借助高速纹影观测系统和动态压力测量系统开展了试验研究。结果表明当内收缩比(ICR)为1.79时,进气道通流流场存在设计和非设计流态的内流双解现象。其中,在设计流态下进气道内通道中的波系结构正常建立;而在非设计流态下进气道内收缩段中存在局部分离诱导的复杂波系结构,导致其整体压升高于设计流态,并存在宽频、低频的小幅振荡。此外设计和非设计流态下进气道的下游节流性能相当,其临界堵塞度分别为42.4%和41.7%,临界压比分别为15.8和16.0。在两类流态的下游节流过程中扰动均以结尾斜激波串的形式向上游传播,且临界状态下激波串头波刚好位于喉道附近,但两类流态的结尾激波串在空间分布特征和振荡特性上均存在明显区别。 相似文献
5.
通过模拟仿真的方法研究了涡轮叶片通道内部V型间断肋的传热特性。主要探究了各结构参数(间断位置,分离肋长度,分离肋后置距离)对通道的传热性能影响。结果表明:相对于传统的扰流肋结构(直肋,60°斜肋,60°V型肋),V型间断肋在壁面平均相对努塞尔数,综合传热系数以及温度分布均匀性上更具优势。通过改变间断参数,能大幅提高V型间断肋的综合传热系数。在研究的参数范围内,当间断位置为2.5 mm,分离肋长度为10.0 mm,分离肋后置距离为9.6 mm时,通道具有最佳的传热性能。在雷诺数为30 000下,与带有直肋的通道相比,优化后的V型间断肋的平均努塞尔数提高了35.75%,综合传热系数上升了28.95%。 相似文献
6.
基于直接蒙特卡洛(DSMC)算法、浸入式有限元算法(IFE)、粒子云及蒙特卡洛碰撞(PIC-MCC)算法以及Ammosov-Delone-Krainov(ADK)隧穿电离模型建立了碳纳米管阵列推力器工质气体和CNT场电离过程的三维仿真模型。利用文献中的实验数据对本文仿真模型的有效性进行了验证,结果表明本文仿真模型与实验结果基本一致。针对碳纳米管阵列推力器的放电特性进行了研究,并重点分析了离子与原子碰撞过程对碳纳米管阵列推力器放电特性的影响。结果表明CNT可以极大地增强局部电场,稳态时场增强因子约为1308;与原子的碰撞使得离子在CNT附近更加集中,降低了局部电场,进而降低了其场增强能力。 相似文献
7.
航空飞行器通过翼尖铰接机构复合飞行时的气动耦合效应,会造成飞机产生不同于其单独飞行时的动力学特性,出现复合飞行安全问题。为研究翼尖铰接复合飞行器的动力学特性,使用Newton-Euler方法和Robberson-Wittenburg方法建立了双机组成的翼尖铰接复合飞行器多刚体系统整体和内部的7自由度非线性动力学和运动学方程组。在气动准定常假设下建立双机复合系统非耦合气动力表达式,基于CFD方法开展复合飞行器系统的三维实体建模和非结构网格划分工作,获取复合飞行器系统的气动力数据。搭建动力学仿真平台,开展准配平方案和全配平方案下的动力学仿真。仿真结果表明:准配平方案下飞行器无法持续稳定飞行,而全配平方案下复合飞行器系统各运动参数在仿真时间内始终趋于稳定。在全配平方案下,使用小扰动假设的非解耦线性化方法重新整理7自由度动力学方程组,研究复合飞行器系统运动模态的特征值中出现的2个发散新模态,根据对应的特征向量发现2个发散模态分别由相对滚转角度和角速度主导,同时也比较分析了其他运动模态相比单机飞行时的特性变化规律。 相似文献
8.
倾转旋翼机由于需要兼顾垂直起降和高速平飞2种典型工况下的动力需求,采用大直径旋翼作为推进装置会使机翼大部分处于旋翼滑流区内,这与常规螺旋桨飞机存在较大差异。为评估不同数值计算方法并研究旋翼滑流对倾转旋翼机气动特性的影响,针对选取两叶旋翼的某倾转旋翼机方案,利用激励盘模型、多参考系(MRF)模型、滑移网格模型分别进行了巡航状态下旋翼滑流对全机气动特性影响的数值模拟研究。结果表明:相对于无滑流状态,滑流定常影响使全机阻力增大,最大升阻比降低了7.5%,尾翼产生的升力增大,纵向静稳定度增加了17.1%,全机低头力矩增大;当迎角较小时,滑流虽然改变了机翼表面的升力分布,但是全机升力变化不大;滑流非定常影响会使全机气动特性产生周期性波动,升力系数波动幅度为9.0%,阻力系数波动幅度为10.8%,并且随着迎角的增大,波动幅度也越大。 相似文献
9.
系留气动载荷作为无人直升机系留装置的设计输入,通常以机身大风侧向角气动特性风洞试验数据为基础进行计算。采用CFD计算方法对某无人直升机算例样机的机身大风侧向角气动特性进行了计算,包括自由来流、停放在开阔地面和船艉甲板3个状态,以机身气动特性CFD计算结果为基础计算了其系留气动载荷。结果表明:无人直升机在开阔地面停放时的系留气动载荷与自由来流时基本一致。而受船体上层建筑的影响,停放在船艉甲板时的系留气动载荷与自由来流时有较大的差别,除部分风侧向角状态的偏航力矩之外,力和部分力矩的绝对值相对较小,部分风侧向角状态的力和力矩方向相反。研究结果可为选取无人直升机系留气动载荷计算方法和不同停放环境下的机身气动特性的CFD计算及风洞试验状态提供一定的参考。 相似文献
10.
为了分析左行运动激波主导的管内流动特征,本文采用非定常数值仿真方法,对亚声速进口条件下等直管道内左行运动激波传播与演化特性、左行运动激波/边界层干扰特征开展研究。研究结果表明:在出口周期性强压力脉动干扰下管内存在连续的左行运动激波,该左行运动激波传播特征具有相似性,激波强度、传播速度按幂函数规律衰减。气流经过左行运动激波后总压、总温、静压阶跃式升高,随后受膨胀波影响气流总压、总温、静压下降;左行运动激波/边界层干扰诱发形成翼型回流区,该回流区随运动激波强度衰减逐渐减小。理论与数值分析表明存在左行运动激波后速度为零和运动激波两侧总压相等的两个临界状态。波前马赫数低于临界值或左行运动激波强度高于临界值时,左行运动激波后为倒流、波后总压高于波前。 相似文献