高速铁路隧道初始压缩波一维流动模型的数值分析方法

基于隧道内空气流通截面是时间和距离的二元函数条件与一维流动理论,提出了高速列车驶入设有缓冲结构隧道端口时产生初始压缩波的数值分析方法。一维流动理论采用考虑摩擦、传热以及空气质交换等因素的一维可压缩非定常不等熵流动模型。数值分析方法采用广义黎曼变量特征线法。与国外有关未设缓冲结构、开孔型与未开孔型缓冲结构的隧道端口三种情况的现车试验结果进行了比较,表明本文所建方法正确、合理,能够模拟计算多种类型缓冲结构条件下的压缩波波动规律。     

隧道中部存在车站时列车会车气动效应数值分析

采用数值分析方法中的动网格技术,对隧道中部存在车站的情况下,列车通过隧道时的压力波动过程进行了三维模拟.计算结果的分析表明:三维数值分析得到的波动曲线可以反映隧道内压缩波和膨胀波产生、传播规律;车站两侧的喇叭形过渡段降低了车站内压力变化的梯度,但是对于降低压力峰值的效果不明显;在车站中部会车过程中,不会对站内造成较大的正压、负压区.     

高速列车隧道进口波基本特性数值研究北大核心CSCD

采用有限体积方法和任意滑移界面动网格技术的CFD方法,对CRH380A高速列车和我国隧道条件下进口波基本特性进行了数值模拟研究。采用PISO算法和SSTk-ω高雷诺数湍流模型求解高速列车通过隧道引起的三维可压缩非定常的空气湍流流动。为避免数值计算产生不合理的物理现象,应用了光滑启动技术。通过与日本有关试验数据和数值模拟结果的对比研究,验证了本文数值方法的正确性。在此基础上,以CRH380A高速列车为例,分析了高速列车引起近场和远场的压力波动特性及其与进口波的区别,得出了进口波具有朝向列车前进方向的指向性,归纳出其幅值与列车速度的三次方成正比的关系。频谱分析表明隧道进口波的主频小于7Hz,频谱幅值和声压级离隧道端口越远则越小,高速列车头尾部流线型较好时进口波对外部环境的影响较小。     

高速列车隧道进口波基本特性数值研究

采用有限体积方法和任意滑移界面动网格技术的CFD方法,对CRH380A高速列车和我国隧道条件下进口波基本特性进行了数值模拟研究。采用PISO算法和SSTk-ω高雷诺数湍流模型求解高速列车通过隧道引起的三维可压缩非定常的空气湍流流动。为避免数值计算产生不合理的物理现象,应用了光滑启动技术。通过与日本有关试验数据和数值模拟结果的对比研究,验证了本文数值方法的正确性。在此基础上,以CRH380A高速列车为例,分析了高速列车引起近场和远场的压力波动特性及其与进口波的区别,得出了进口波具有朝向列车前进方向的指向性,归纳出其幅值与列车速度的三次方成正比的关系。频谱分析表明隧道进口波的主频小于7Hz,频谱幅值和声压级离隧道端口越远则越小,高速列车头尾部流线型较好时进口波对外部环境的影响较小。     

考虑入射角影响的旋转孔计算模型

为分析旋转孔的流动特性,提高空气系统一维仿真计算效率,综合考虑入射角、几何参数等主要影响因素,建立了旋转孔流动特性计算模型,并利用MATLAB/Simulink软件搭建其仿真模型。通过试验结果和商业软件Flowmaster对该模型进行验证,结果表明:该模型计算结果与试验结果误差在7.2%内,与CFD数值计算结果的最大误差不超过2.3%,而Flowmaster计算结果与试验结果最大误差达到8.94%。旋转孔模型计算结果准确度高,适用于不同类型轴向孔的模拟。     

开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场影响的实验

采用数值计算和实验相结合的方式研究了开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场周期性的影响。通过数值计算研究了不同开孔率（10%、15%、30%、50%）和偏转角度（70°、71°、72°）下尾流板对叶片表面及叶栅流道出口压力分布的影响,并通过实验验证了尾流板对流道出口流场周期性的改善作用。结果表明:无尾流板时叶片表面压力分布明显偏离周期性计算结果,且流道出口压力分布的周期性误差较大;尾流板偏转角度和开孔率会影响叶片表面及叶栅流道出口的压力分布,适当调节尾流板参数能改善流场周期性;安装开孔率为50%,偏转角度为70°的尾流板时各流道出口的压力分布一致性最好且最接近周期性计算结果,计算和实验结果的周期性误差较无尾流板时分别降低47.6%和28.1%。      

基于波叠加法高速列车单车通过隧道诱发压力波计算方法

通过分析列车通过隧道过程中压力波的产生机理,并根据近年来国外学者提出的基于经验计算特征波的简单隧道内压力波计算方法,得出了隧道内和列车上任意时刻压力可以看作是多个特征波的叠加的结论,把压力波的计算问题就转化为特征波的叠加问题,建立了隧道压力波的波叠加计算方法。计算与国外实车试验结果吻合良好,通过与试验数据和特征线法计算结果的对比,证明了本文所建的叠加法计算压力波的方法的正确性和可行性。随后研究了阻塞比、车速和隧道长度的影响特性,验证了本文所建方法具有良好的预测结果。     

中心进气转静盘腔一维流动模型的改进

采用数值模拟方法,对动盘面边界层夹带流量进行分析,以改进转静盘腔一维流动模型的计算精度.结果表明:边界层速度分布的1/7幂律假设低估了自由盘边界层夹带流量,从而影响了一维流动模型对源区边界的计算精度;传统的关联式未能有效地归纳不同工况下转静盘腔内动盘面边界层夹带流量,从而影响了一维流动模型对核心区气体转速的计算.通过归纳数值模拟结果中的自由盘和转静盘腔内动盘面边界层夹带流量,对传统一维流动模型中源区边界及核心区气体转速的计算提出修正,并对修正后的一维流动模型进行实验验证,表明该修正明显改进了一维模型对腔内径向压差的计算精度.      

叶尖间隙控制系统供气部件特性及模拟方法

针对低压涡轮叶尖间隙控制系统中典型供气管路,即圆形截面90°弯曲冷却管,开展其工作特性和模拟方法研究.通过1∶1单管模型试验结合三维数值模拟方法,研究了冷却管上冲击孔的出流特性,分析了进气参数、冲击孔排布对冷却管内气体流动及流量分配的影响规律.在此基础上,提出了基于冲击孔进口有效总压概念的冷却管一维网络流动计算模型,建立了低压涡轮叶尖间隙系统中典型供气管路的一维网络流动计算方法,并应用于某型发动机组件流量特性试验设计中.研究中发现,随着远离进口位置,冷却管冲击孔出流流量和冲击孔流量系数逐步增加;随着进口雷诺数的增加,冷却管内冲击孔出流流量均有所增加,而冲击孔流量系数基本保持不变.试验数据和计算结果比对表明,所建立的一维网络流动计算模型可以准确模拟出冷却管的出流特性,计算结果同组件流量特性试验数据之间最大相对误差为4.5%,在叶尖间隙控制系统这类系统复杂流路的流动问题分析中具有良好的应用效果.      

高速列车进入隧道空气动力学模型实验分析

高速列车在进出隧道时,会产生一系列气动效应,引起噪声及车厢内压力变化,对乘客及环境造成损害.实验测试和数值模拟是研究这一问题的有效方法.本文利用这两种方法对高速列车在进入隧道过程中,压力的变化情况进行了计算和测试.从得到的结果可以看出,它们能够起到相互补充,互相印证的目的.通过对结果的分析,也得出压力波产生、变化的一些规律.     

A Passive Method to Control Combustion Instabilities with Perforated Liner

 The effectiveness of perforated liner with bias flow on the control of combustion instability is investigated. Combustion in-stabilities result from the coupling between acoustic waves and unsteady combustion heat release. Sometimes the phenomenon happens in afterburners of aeroengine and rocket engine, and it always causes damage to flame holders, liner sections and other engine components. Passive methods, such as perforated liner, are often used to suppress such instabilities in application. In this article, first, a burner testbed is built in order to study the characteristic of this phenomenon. The unstable frequencies and unstable area are investigated experimentally. Then an analytical model, based on “transfer element method”, is developed and the numerical results are compared with those from experiments. At last the perforated liner is applied to the burner to sup-press the instabilities. The results show that the sound pressure can be greatly reduced by the perforated liner.     

跨声速风洞斜孔壁非线性流动试验

为分析跨声速风洞斜孔壁近壁区域的流动特性，评估气流偏角-压力系数的非线性关联，在0.6 m跨超声速风洞中开展了基于七孔探针的流动特性测量试验。通过气流偏角和压力系数分布分析了斜孔壁流动的差阻特性，以及马赫数、模型升力对斜孔壁流动的影响，最后基于试验结果发展了计算斜孔壁特性参数的微分法，并与经验方法结果进行对比。结果表明，斜孔壁流动呈现出明显的差阻性和非线性，在负压差范围内，近壁流动仍以出流为主；高亚声速时，空风洞模型区孔壁流动特性趋于实壁；安装模型后，随着升力的增大，升力面对应的孔壁区域流动向入流发展，孔壁流动特性趋于开口边界。     

一种跨声速风洞透气壁模型的数值模拟研究

宽体客机巡航状态、阻力发散马赫数状态以及俯冲状态的绕流均属于跨声速流动,风洞试验过程中由于试验段壁板的存在,模型与洞壁均可能产生较强的激波,并诱发复杂的相互干扰,进而呈现出强烈的非线性耦合现象。针对宽体客机标模在 FL灢26 风洞中试验的洞壁干扰情况,提出一种基于透气壁模型的数值模拟方法;基于该方法研究 0.8≤Ma ≤0.92 范围内的模型洞壁干扰耦合效应。结果表明:与基于壁压信息法的数值模拟方法相比,采用透气壁模型方法不需要测试数据,能够较好地模拟孔壁流动对宽体客机升力系数曲线的影响,同时也给阻力带来较大的修正量。     

叶片内部蒸汽冷却的数值模拟

在某燃气轮机第二级导向叶片的基础上,对叶片内部进行了设计并采用内部蒸汽冷却方式.采用非结构化网格和Realizable k-ε紊流模型,对同时带15°,30°和45°肋的叶片内外流场以及叶片本身进行了三维热耦合的定常数值模拟.热耦合采用在流固耦合面的热对流和固体导热来实现.内部冷却介质选用比空气热容大,粘度低的水蒸汽.结果表明:带肋的通道流场非常复杂,扰流肋的存在使各壁面的换热都得到了增强,相对于光滑通道换热显著,有明显的冷却痕迹,冷却效果明显;采用蒸汽冷却比用空气冷却效果要好;压力面温度普遍低于吸力面温度.      

水平井变质量流动压降规律实验研究

水平井由于壁面孔眼流体的流入,造成沿水平井筒为流量不断增加的变质量流动。通过室内模拟实验,采用螺旋射孔钢管为实验管材,对壁面孔眼入流对主流压降的影响进行了研究。研究结果表明：随着注入比的增加,管中压降增大;由于入流与主流的掺混,将会造成一定附加压降,该值的大小与加速度压降和注入比两者间的比值成线性关系。考虑不同注入比条件,建立了井筒流动压降新模型,井筒中流动总压降为射孔管摩阻压降与附加压降两者之和,模型计算结果平均相对误差仅为7.5%,精度高于其他理论模型,从而为井筒流动和油藏流动耦合计算提供理论支持。     

Solving a radiation problem with forward speed using a lifting surface method with a Green''s function

The progress of seakeeping computations requires development of computating codes for unsteady flows around a ship or its elements. In this paper, we present a method of calculation concerning waves radiated by an oscillating surface-piercing flat plate with forward speed, with a yaw angle. By use of Green's third identity, the problem is transformed into the resolution of a Fredholm integral equation of the first kind by a panel method using Green's function. The Green's diffraction-radiation function with forward speed is used. Its numerical values are calculated by an adaptative integration procedure to reduce the computation time. The present method permits determination of the pressure jump distribution across the plate, the total forces and moments. The results obtained are compared with other numerical methods in hydrodynamics and in aerodynamics, and with experimental data obtained in a water tank.     

亚声速武器舱空腔流动压力特性及其控制方法

在高速风洞中对某武器舱舱门打开状态下,舱内的静压分布和脉动压力特性进行了试验,并对空腔前缘多孔扰流板和前缘吹气两种流动控制方法分别进行了变参数研究。试验马赫数为0.75,武器舱长度为300 mm,长深比为3,宽深比为1。试验结果表明该武器舱基本构型顶部沿着流向的压力分布比较均匀,脉动压力监测点的频谱特性表现出明显的模态特征,为开式空腔流动类型,而且在所研究的范围内受飞机迎角变化的影响很小。在典型的飞机迎角下,前缘多孔扰流板流动控制方法可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;多孔扰流板的安装高度、展向宽度为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑多孔扰流板对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,高安装高度、短展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。在典型的飞机迎角下,前缘吹气流动控制方法也可以很好地改善武器舱内部流场的稳态特性并降低舱内的脉动压力;吹气位置、吹气流量为流动控制效果的主要影响参数;在所研究的参数范围内,综合考虑前缘吹气对脉动压力宽频和单频特性的控制效果,大的吹气流量、短的展向宽度的参数组合形式最优,并且在飞机常用的迎角范围内具有较好的流动控制效果。     

孔壁通透率对平面附壁射流的影响

本文研究了不同壁面通透率对平面附壁射流动态特性的影响。实验结果表明孔壁减弱、甚至消除了流场中的低频摆动现象。随着孔壁通透率的增加,射流时均附壁点向下游逐渐移动,射流和壁面之间的回流区长度逐渐增大,而射流内侧剪切层内的涡旋与壁面之间的相互作用减小,壁面压强脉动强度变小,附壁射流的动态特性逐渐向自由射流转化。当孔壁通透率为40％左右时,射流与二维平面自由射流类似。距离射流出口不同位置上的壁面脉动压强之间的互谱表明,当孔壁通透率增大以后,射流内侧剪切层中的旋涡向下游传播距离变得更长,传播速度加快,这说明低孔壁通透率情况下的附壁射流中存在的低频摆动现象阻碍了剪切层高频旋涡向下游的发展。     

非对称交叉激波和湍流边界层相互作用的数值研究

针对7°×11°双尖鳍外形的非对称交叉激波与湍流边界层相互作用,采用Navier-Stokes方程和5种湍流模型进行了计算.主要考察对壁面压强、热传导、绝热壁面温度和壁面摩擦力线分布的计算精度.计算结果表明:两道斜激波相交后的区域的壁面压强和热传导都比较高;计算的压强和壁面摩擦力线与试验吻合很好,绝热壁面温度次之,热传导最差,峰值高达试验的3倍左右.湍流模型对壁面压强和壁面摩擦力线影响很小,对绝热壁面温度和热传导影响很大.在5种湍流模型中,TNT(turbulent/non-turbulent)和SST(shear-stress transport)模型表现较好.      

Design method with controllable velocity direction at throat for inward-turning inlets

In the design of a hypersonic inward-turning inlet by applying the traditional basic flowfield, a reflected shock-wave is formed in the isolator due to the continuous reflection of the cowlreflected shock wave in the basic flow-field, which interacts with the boundary layer to produce a considerable influence on the performance of the inlet. Here, a basic flow-field design method that can control the velocity direction at the throat section is developed, and numerical simulations are conducted to demonstrate the effectiveness of this method. The method presented in this paper can achieve the absorption of the reflected waves at the shoulder of the basic flow-field by adjusting the variation law of the center radius in the basic flow-field, and a smooth transition between the compression surface and the isolator can also be produced. The Mach number and total pressure recovery coefficient of the inlet designed according to this method are 3.00 and 0.657, respectively, at design point(the incoming flow Mach number Ma1= 6.0). The results show that with this method, the inlet can efficiently weaken both the reflection of the shock wave and the interaction between the boundary layer and the reflected shock waves, which improves the aerodynamic performance of the inlet.