长尾喷管中粒子运动轨迹的数值模拟

利用颗粒轨道模型计算了长尾喷管两相流流场,确定了在与壁面发生完全弹性和完全非弹性碰撞情况下不同尺寸粒子的运动轨迹,比较了不同尺寸粒子之间以及完全弹性碰撞和非弹性碰撞之间长尾喷管中粒子运动的差异,得出了长尾喷管中粒子运动的某些规律。      

进气预旋对环形混合器混合排气系统气动热力性能的影响

为了明确混合排气系统内涵进气预旋角对环形混合器混合排气系统气动热力性能的影响,采用基于Navier-Stokes方程组的三维流场数值仿真方法对某环形混合器混合排气系统在不同进气预旋角工况下的流场进行了分析,并将结果同轴向进气的情况进行了对比.结果表明:内、外涵之间剪切层的厚度以及剪切层的扭曲程度随进气预旋角的增加而增大.在环形混合器混合排气系统出口处,随着进气预旋角的增加,热混合效率小幅升高,其中30°进气预旋角模型热混合效率为轴向进气模型的1.36倍;总压恢复系数和环形混合器混合排气系统推力逐渐降低,较轴向进气模型,30°进气预旋角模型总压恢复系数降低了0.0034,而相对推力下降了0.081.      

支撑板结构对燃气轮机排气扩压器气动性能影响的数值研究

支撑板结构直接影响燃气轮机排气扩压器的气动性能。采用求解三维RANS（Reynolds-Averaged Navier-Stokes）的方法,在考虑燃气涡轮末级叶片导致的气流预旋的条件下,探究了支撑板的数目、轴向位置、倾斜角度这三个几何参数对排气扩压器气动性能的影响,并基于正交试验原理,探究了不同几何参数对排气扩压器气动性能影响程度的差异。结果表明：支撑板数目的减少和轴向位置更靠近出口可以有效提升排气扩压器在不同进气预旋下的静压恢复系数,支撑板的倾斜设计在进气预旋小于0.48时,能有效提升排气扩压器的静压恢复系数,但在进气预旋大于0.48后,则会带来不利影响。基于正交试验原理的数值计算则表明,在进气预旋为0.12时,支撑板数目、轴向位置、倾斜角度三个因素变动对排气扩压器静压恢复系数的影响相近,进气预旋为0.35时,三者对静压恢复系数影响的贡献率分别为40.2%,30.9%,7.3%。进气预旋为0.89时,三者的贡献率分别为32.3%,22.2%,19.8%。     

舰载飞机着舰时拦阻钩碰撞反弹动力学分析

为了解舰载飞机着舰时拦阻钩碰撞甲板后被反弹的动力学性能,以某舰载飞机为研究对象,建立了全机着舰动力学模型和拦阻钩碰撞甲板的碰撞模型,进行了全机着舰动力学仿真,通过拦阻钩碰撞反弹试验对碰撞模型进行修正,得到了更加准确的碰撞模型。将仿真结果与试验结果进行对比,验证了模型的准确性。研究了甲板涂层、俯仰角、航向速度、下沉速度和拦阻钩阻尼器参数对拦阻钩反弹动力学性能的影响。结果表明:航向速度对反弹高度和碰撞力几乎没有影响;随着下沉速度和俯仰角的增加,反弹高度和碰撞力也增加;拦阻钩阻尼器参数的变化不会影响碰撞力,但是对反弹动力学性能会产生明显的影响。     

非球形粒子反弹分布特性试验探究

砂粒撞击发动机进气粒子分离器壁面会决定粒子的运动轨迹。为了获得不规则形状对反弹特性的影响,进行了600μm钢珠及600~800μm非球形石英颗粒撞击树脂涂层板/合金钢板/铝板的试验,并分析了统计分布规律。试验结果表明,球形颗粒的恢复系数较为集中,而非球形的石英粒子在相同角度下的恢复系数大致符合高斯分布。切向恢复系数分布则随着撞击角度增加变得更加集中,标准差在撞击角为10°时可达0.28。法向恢复系数趋势相反,标准差在70°时为0.38。法向恢复系数小于0的概率为0,且呈正偏态分布。不同材料壁面的恢复系数相对分布范围主要受粗糙度影响,但对于法向恢复系数,还受到法向分量引起的变形的影响。     

叶片式预旋喷嘴出口流场实验研究

叶片式预旋喷嘴具有尺寸小,落后角大的特点。为了详细研究小尺寸预旋喷嘴的预旋性能,采用五孔探针对叶片式预旋喷嘴的出口流场进行了实验研究。测量了Ma=0.2,0.3时喷嘴出口的压力分布、速度分布和出口气流角度分布,实验获得了喷嘴的落后角和预旋效率,并进行了与实验工况相同的数值计算。通过实验获得的总压云图以及速度云图,可以发现叶片式预旋喷嘴的端壁二次流损失、尾迹损失严重,有明显的边界层分离现象。Ma=0.2时,喷嘴Re数为5.76×104,落后角2.84°,实验测得的预旋效率为0.73;Ma=0.3时,喷嘴Re数为1.06×105,预旋效率提高至0.77。实验模型端壁的影响使预旋效率实验结果偏低6.5%左右。数值结果与实验测得各参数符合较好:数值结果与测得的喷嘴出口截面平均总压、静压偏差在1%以内;出气速度、周向速度以及出气角度与实验结果偏差在4%以内。数值计算表明,叶片式预旋喷嘴的预旋效率基本不受压比影响,随Re数增大先增大后基本不变,最后基本稳定在0.85。     

粒子云侵蚀问题实验研究中动能通量模拟的意义

本文首先将粒子云侵蚀条件下的驻点表面后退分解为无粒子烧蚀部分、粒子云引起的烧蚀增量部分和粒子撞击物面引起的直接侵蚀部分。然后研究了表面能量平衡关系,给出了粒子云引起的烧蚀增量表达式。最后分三类讨论粒子与飞行器的碰撞:(1)完全弹性碰撞(不符合实际);(2)完全非弹性碰撞;(3)部分弹性碰撞。对于后两种碰撞,本文分析了动能通量模拟适用的条件。     

喷雾仿真中的网格依赖性

基于离散油滴模型,比较了原始喷雾模型与修正喷雾模型的网格依赖性.计算结果表明:原始喷雾模型由于采用O'Rourke碰撞模型以及最近节点法耦合算法,使得预测结果出现明显的网格依赖性.相反,修正喷雾模型采用独立的拉格朗日碰撞单元降低碰撞过程的网格依赖性,联合使用拉格朗日插值算法以及气相射流模型降低气液耦合过程对于网格的依赖性.因此修正喷雾模型能获得较好的低网格依赖性从而保证粗大网格下的计算精度.      

基于目视间隔条件下的碰撞风险分析

为研究目视间隔条件下进近过程中前后两飞机的碰撞风险问题,通过Reich碰撞模型和碰撞风险模型,引入目视误差作为影响因素之一,建立基于目视间隔条件下的风险评估模型.从纵向、横向、垂向三个维度分析前后两飞机碰撞的概率,求得目视条件下进近两机碰撞的概率,以此作为风险分析的结果.计算结果表明,利用模型计算出的碰撞风险符合国际民航组织规定的航空器空中碰撞概率规定值.故而可证明,目视间隔和目视进近可作为一种安全的空中交通管制运行模式缩小安全间距,提高空域利用率,增加飞行流量.     

粒子撞击树脂涂层/铝/合金钢板的反弹特性试验

为了精准探索直升机进气粒子分离器性能,研究了砂粒撞击不同壁面材料的反弹特性。采用粒径为600～800μm的砂粒撞击树脂涂层/铝/合金钢板开展试验探究。设计的试验系统可实现单颗粒子撞击板面。撞击角度在10°～80°范围内变化,撞击前后的速度矢量由高速摄影仪拍摄获得。结果表明:撞击树脂涂层板时,法向恢复系数要高于撞击铝板及合金钢板的法向恢复系数。切向恢复系数主要受摩擦力的影响。同时由于阴影效应的影响,在接近切向/法向撞击时,切向/法向恢复系数分别出现大于1的现象。不同扫气比（SCR）下,应用砂粒撞击铝板的切向/法向恢复系数对粒子分离器进行数值模拟的分离效率与已有的分离器试验结果最接近。      

采用非均匀反弹特性壁面的粒子分离器研究

为了在不改变流道几何型面的基础上实现对较大粒径砂尘轨迹的有效组织,借助数值仿真技术,对一类典型无旋式惯性粒子分离器流道内两相流场展开了模拟研究。通过对典型工况下粒子分离器内砂尘轨迹的追踪和细致分析,首先获得了壁面反弹主导下的较大粒径砂尘的三类基本运动模式及其主要特征。而后以此为基础,充分利用2024铝合金、7020橡胶以及45钢3种典型壁面在反弹特性上的差异,同时结合原流道型面,完成了一种基于非均匀壁面的粒子分离器方案设计。计算表明:通过对鼓包迎风面等关键区域的壁面材质的特殊设计,可在不降低气动性能的前提下实现AC砂及C砂分离效率的显著提升,其增幅分别为6.0%和13.7%。      

带扫气蜗壳的整体式惯性粒子分离器仿真

对一种带有扫气蜗壳的整体式惯性粒子分离器进行了仿真研究,获得了该粒子分离器的流动及粒子分离特性.结果表明:原型方案中粒子分离器扫气通道顶部和底部流动不畅,使得扫气蜗壳不能周向均匀进气并且局部出现倒流.当扫气比为19%时,主流道出口截面总压恢复系数为0.982,AC砂和C砂分离效率较差,分别为64.8%和76.6%.而在扫气蜗壳内收集管上游加装隔板后,其进气特性的周向均匀性及蜗壳内旋涡结构得到改善,粒子分离效率也得到显著提高:相同扫气比下,AC砂和C砂的分离效率分别提高了18.1%和20.9%,且主流道出口截面的总压恢复系数基本不下降.      

基于混合优化算法的无叶片粒子分离器优化设计

将混合优化算法引入粒子分离器优化设计,减小粒子分离器流动损失并简化结构.利用四次样条曲线参数化描述粒子分离器模型,建立粒子分离器自动化仿真流程.采用优化拉丁方实验设计方法获取样本点并建立椭球径向基函数神经网络代理模型,基于该模型使用非支配排序遗传算法进行全局多目标优化,最后采用序列二次规划算法进行局部优化,得到了粗砂分离效率达到100%、细砂分离效率达到86.7%,总压损失小于0.6%、出口总压畸变较小的设计方案.      

惯性粒子分离器清除流道PIV测量与分析

采用粒子成像测速技术（PIV）对惯性粒子分离器弯曲通道模型进行内部流动测试,分析其清除流道流场的结构特点。试验发现,在清除流道进口的不同高度截面上均有回流涡的存在,在不同清除流比（SCR,14%~20%）、不同流量下回流涡结构不同。回流涡的存在是导致小粒径颗粒分离效率低的原因之一。试验结果表明：固体壁面对该回流涡存在很大影响,即越靠近壁面回流涡尺度越大;当SCR值越大时,回流涡占清除流道面积越小;而当进口流量增大时,回流涡尺度变化很小。内部流场以及回流涡尺度的主要影响因素为SCR。本文结果可以为数值模拟以及分离器结构改进提供依据。     

微重力动态水气分离器性能仿真与理论分析

开展微重力动态水气分离器性能研究,对水气分离技术设计与优化具有重要意义。根据动态水气分离器内部结构和流动形式,建立了基于环状流-库特流假设的理论分析模型,提出了基于界面概率近似方法的欧拉双流体模型描述由流动形态转化造成的混合流多尺度界面,采用多参考系方法处理转动与非转动区域之间的变量交互问题。应用理论分析与仿真两种方法研究动态水气分离器准稳态和瞬态特性的无量纲参数变化规律。结果表明：理论分析与仿真结果具有较强的相互验证关系;准稳态的增压比和能耗特性能提供设计参数选择依据,能效比能确定最佳工作区间;分离阶段瞬态特性与入口流动参数无关,输运阶段瞬态特性与入口流动参数、液路出口阻尼相关;以输运压力作为液路出口电磁阀关闭充分条件可实现液分离效率不受入口流动参数影响。     

基于气泡轨迹模型研究动压式油气分离器的分离性能

为了研究航空发动机滑油系统中的关键部件动压式油气分离器的分离性能,采用气泡轨迹模型研究了滑油流量、进口处滑油的切向速度和分离器直径对滑油区内气泡分离效率的影响。结果表明:增大进口处滑油的切向速度能够提高分离性能;当滑油流量在420L/min变化时,筒径为15mm的分离器的分离性能最佳;滑油沿分离器筒体方向的平均轴向速度小于0.35m/s时,分离器的分离效率随滑油流量增大而增大;滑油沿分离器筒体方向的平均轴向速度大于0.35m/s时,分离器的分离效率随滑油流量增大而减小。     

直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第二部分 桨盘载荷的影响

采用等效盘模型与全三维黏性仿真相结合的方法,对旋翼下洗流干扰下直升机/粒子分离器的一体化流场特性进行了仿真研究.验证了ROBIN(rotor body interaction)模型,对类“阿帕奇”直升机/粒子分离器进行了大、小前进比时不同桨盘载荷下的一体化流场特性仿真,并对比了一体化条件、孤立条件下粒子分离器工作特性差异.结果表明:小前进比时下洗流对粒子分离器进口的分离流结构影响较大,且下洗流携带动能的叠加使得一体化条件下扫气流出口的总压损失反而比独立粒子分离器低;较大前进比状态下,下洗流干扰使得齿轮箱外罩鼓包后的分离区位置向两侧偏移,范围相比无桨盘载荷状态有所扩大,不过其对粒子分离器气动性能参数的影响并不明显.      

直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第一部分 前进比的影响

针对典型布局条件下直升机/粒子分离器的一体化流动特性进行了仿真研究.利用相关试验数据对仿真方法的有效性进行了检验,将整体式粒子分离器安装至类“阿帕奇”直升机外型上,形成了一种典型直升机/粒子分离器布局方案,并分析了其在不同前进比下的一体化流场特性.结果表明:较高前进比下,在粒子分离器进口上游的齿轮箱外罩上出现了复杂的三维流动分离,使得粒子分离器在较不均匀的进口来流条件下工作.与独立粒子分离器状态相比,一体化条件下粒子分离器主流出口、扫气流出口的总压损失均有所加大,增幅分别为1%和8%.