横向加热气流中直射式喷嘴侧喷雾化特性研究

为了研究燃油在横向高温气流中的雾化特性,使用粒子图像测速系统(PIV)及数字图像处理技术对直射式喷嘴垂直喷入高温气流中形成的油雾场进行了图像测量和分析.试验研究了不同喷射压力、气流温度对粒径分布、下游不同区域SMD及空间分布均匀性的影响.试验结果表明:(1)提高喷射压力,基本不会改变颗粒PDF分布;(2)高温气流中,喷射压力的提高,反而会导致测量到的液滴相颗粒数目减少,但颗粒的SMD也在减小;(3)在高温气流流动方向不同区域,气动雾化颗粒破碎效应和蒸发导致的颗粒尺寸减小的行为是竞争关系.     

燃油温度对离心喷嘴雾化特性影响的试验

对某中心分级燃烧室头部的三种型号离心喷嘴副油路燃油喷入静止大气中的雾化特性进行了试验研究,获得了不同进口燃油温度(-40~80 ℃)和供油压差对燃油雾化特性的影响规律。利用相位多普勒粒子测量技术（PDPA）测量了沿流向距离离心喷嘴出口30 mm平面上的油雾特性,并利用激光粒度分析仪对试验结果进行了进一步验证。研究结果表明:①离心喷嘴的流量数随燃油温度的升高而逐渐减少,且在低温段下降幅度更大;②测量平面上沿直径各处的Sauter平均直径（SMD）在低温段随燃油温度的升高而减小,且油锥中心处的SMD下降幅度更大;③利用激光粒度分析仪测得的油雾场粒径分布在一定程度上验证了PDPA测量结果的正确性,液滴特征直径和液滴尺寸分布系数随供油压差的增大而减小。     

高密度喷气燃料和常规燃料的油雾场对比试验研究

本文利用脉冲激光全息技术测量了直流喷嘴侧喷下游的高密度喷气燃料和常规喷气燃料的油雾场。获得了各种油滴直径,索太尔平均直径及燃油浓度的空间分布规律,讨论了气流速度、燃油出口压降对油雾场的影响,并对两种燃料的油雾场进行了比较。      

横流作用下气液两相环状流射流液膜的雾化特性实验研究

为了更好地认识横向气流对气液两相环状流射流雾化过程的影响,本文采用高速摄像等技术,针对气液两相环状流射流液膜在横向气流中的破碎与雾化特性开展了实验研究。研究发现,气液两相环状流射流在横流作用下能够实现稳定的雾化,射流液膜的破碎与雾化具有周期性和不连续性特征;查清了雾化过程中射流液膜存在三种不同的破碎模式：爆式破碎、分段式破碎和环膜破碎,并对每种破碎模式下的液膜破碎特征进行了研究;结合实验结果统计分析,获得了射流液膜不同破碎模式的动力学条件和变化规律;同时对环状流射流液膜不同破碎阶段的雾化液滴的粒径分布进行了统计分析,发现三种破碎模式下,液膜的爆式破碎产生的雾化液滴粒径更小,雾化效果较好,同时提高环状流表观气速和横流速度也能够促进射流液膜的雾化。     

中心分级燃烧室慢车工况油雾场特性

为获得中心分级燃烧室慢车工况下主副级油雾场特性，采用粒子图像测速仪（PIV）对单管燃烧室不同头部方案和不同喷嘴燃油比例的油雾场进行试验测量，开发了油雾场图像后处理软件，对油雾场图像进行后处理，获得了中心分级燃烧室油雾场空间分布。慢车工况下油雾场试验结果表明：大粒径油珠在燃烧室富油头部区域呈锥形分布，同时索太尔平均直径（SMD）沿径向呈V型分布，即中间小、两侧大。燃烧室头部折流板扩张角的减小，使得燃烧室富油头部区域油珠数目集中、同时平均SMD较大。保持来流条件和油气比一定时，改变燃油比例对燃烧室雾化效果影响不大。油雾场中油珠数目最多的粒径是25μm，而体积占比最大的粒径范围是30～50μm。     

喷雾火焰中油滴行为的试验研究

本试验研究中,应用相移-多普勒激光粒子分析仪考察了喷雾火焰中的油滴尺寸与速度分布、数密度和容积通量等沿火焰径向和轴向(火焰长度)分布和变化,估算了油滴蒸发(燃烧)常数和油雾燃烧完全度沿火焰长度分布等。     

TBCC旋流燃烧涡扇模态下的流动特性研究

为减小整流段和钝体造成的损失,针对涡轮基组合循环发动机(TBCC)燃烧室,基于离心力燃烧加速火焰传播的机理,通过数值模拟方法研究了不同旋流进口位置、旋流角度及其组合方式下的流场特征,以及不同燃油喷射粒径在离心力场下的油雾场分布特性。研究发现:相比于单一位置的旋流进口及旋流角度,利用不同旋流位置及不同旋流角度的组合方式,总压损失虽然有所增大,但切向速度衰减较快;对于不同的燃油喷射粒径,70μm粒径的油珠相比于50μm的受到的离心力较大,所需掺混距离缩短,其油雾分布特性更符合燃烧室温度分布要求。     

雾化槽喷嘴初始燃油雾化特性的研究

 <正> 1.试验方法 雾化槽是由槽形挡板和直流式喷嘴组成的一种气动式雾化喷嘴。本文将研究在雾化槽喷嘴下游25mm截面上的初始燃油雾化特性。 利用激光全息测量雾化槽喷嘴的油雾场。为了减小油滴密度过大对激光全息测量的影响,在同一瞬时拍摄油雾场不同空间层次油滴分布的2～3张全息记录干板。激光全息记录系统为同轴光路系统。油雾场再现处理时,直接利用摄象机把再现油滴摄入,并在监视器     

航空发动机离心通风器性能试验

为获取某型发动机离心通风器性能,通过试验模拟通风器的油雾工作环境,综合运用测质量法与光学测量方法,获取分离效率、粒径分布与压降数据。试验结果显示,分离效率随转速增加呈现先线性上升后平缓的规律。转速从静态增加到1 000 r/min,分离效率增加10%,油雾平均直径从1.8 μm降低至1.3 μm,粒径2.0~3.0 μm基本被分离;转速增加至2 500 r/min,平均粒径基本不变,未分离油雾粒径集中在2.1 μm以下。空气质量流量基本不影响粒度分布,对分离效率影响小;压降随质量流量、转速增加而增加。      

轴承腔油滴含率及油滴相与空气能量传递分析

为了改善迄今轴承腔油滴运动分析未包含油滴与空气热量传递以及油滴相/空气介质均相处理中油滴含率确定方式不够准确的不足,借助单个油滴运动分析和油滴尺寸分布提出了轴承腔油滴含率及油滴相与空气能量传递分析方法。首先在考虑单个油滴与空气对流换热条件下,将油滴能量方程嵌入运动方程,并同步离散求解油滴运动方程和能量方程,实现了单个油滴运动速度和温度的联立求解,通过与试验结果对比证明考虑温度效应有助于提升油滴速度计算的准确性;然后确定了轴承腔油滴尺寸分布,并离散油滴尺寸分布范围以及轴承腔流场空间,进行油滴运动分析确定了轴承腔不同径向位置处油滴的体积和质量含率及油滴相与空气的动能和热能传递量。构建了圆盘腔油滴含率试验台,开展了油滴体积含率的试验测量,理论计算值与试验值较为吻合,验证了轴承腔油滴含率分析方法的有效性。     

EFFECT OF THE RIBLETS SURFACE ON THE BOUNDARY LAYER DEVELOPMENT

ＥＦＦＥＣＴ　ＯＦ　ＴＨＥ　ＲＩＢＬＥＴＳ　ＳＵＲＦＡＣＥ　ＯＮ　ＴＨＥ　ＢＯＵＮＤＡＲＹ　ＬＡＹＥＲ　ＤＥＶＥＬＯＰＭＥＮＴＷａｎｇＪｉｎｊｕｎ；ＬａｎＳｈｉｌｏｎｇ；ＬｉａｎＱｉｘｉａｎｇ（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓＩＢｅ...     

边界层特性对雷诺数变化的敏感性分析

通过对有压力梯度下的边界层进行研究，模拟低压涡轮叶片表面边界层的发展过程，并分析了叶片表面不同负荷分布形式情况下吸力面边界层特性对雷诺数的敏感程度。计算中，分别采用了三种典型的涡轮气动负荷分布形式：后加载、前加载、均匀加载等，并分别模拟了三种不同的雷诺数下的边界层发展情况。结果表明：在同一雷诺数情况下，不同负荷分布形式吸力面边界层发展呈现出明显差异；而不同负荷分布形式下叶片表面边界层特性对雷诺数的敏感程度也不一样，相对而言，均匀加载形式对雷诺数的敏感程度最小，更适应低雷诺数条件下工作。     

尖前缘平板的高超声速粘性干扰效应引起的压力分布规律研究

采用CFD方法计算了多种来流条件下高超声速平板绕流的粘性干扰现象,计算与实验结果吻合良好。针对理论分析在平板前缘失1效的情况,结合理论分析、CFD结果和试验结果对原有沿流向壁面压力分布关系式进行了修正,使得修正后关系式在整个平板上与相关数据吻合,显著增加了压力分布关系式的应用范围。同时根据CFD计算结果,分析了平板附面层内压力等流动参数的分布规律,发现附面层内法向压力分布存在峰值,壁面压力分布大于来流静压,并给出了峰值压力及其位置的拟合式。     

迎角、宽高比、湍流度对矩形截面柱体压强分布影响的研究

本文研究了宽高比、湍流度对矩形柱体压强分布的影响。迎角范围从0°到45°。随迎角增加或湍流强度增加,分离剪切层会在迎风面再附形成气泡。文中还讨论了沿柱体前表面的压强分布。     

具有复杂边界的火箭冲压发动机流场数值计算

针对实际复杂的补燃结构和计算边界,以块隐式法计算流场,用代数法生成计算网格,通过改变离散方程来处理三维定常Ｎ－Ｓ方程边界条件。算例表明,该方法正确可靠,迭代过程能够快速收敛。     

尖前缘翼干扰区的壁面压力和热流率分布

本文给出Ｍ＿∞＝７．８和６．７２，Ｒｅ＝３．５×１０￣７／ｍ和５．４×１０￣７／ｍ气流绕迎角为２０°、３０°和３５°尖前缘翼运动时，平板锥型干扰区的壁面压力和热流率分布。结果表明：（１）平板锥型干扰区的特征几何尺度与无粘激波角β＿０和翼迎角α相关，而壁面压力和热流率的峰值与法向马赫数Ｍ＿ｎ相关。（２）翼面压力和热流率分布由于受拐角涡影响，前者在翼根部呈波谷状，而后者呈波峰状，影响尺度与翼前缘处来流边界层厚度有关。     

双层金属平板模拟机匣抗冲击性研究

采用LS-Dyna软件分析了双层平板模拟机匣的抗冲击性能,讨论了层间距和厚度分配对双层平板模拟机匣抗冲击性能的影响。研究结果表明：在叶片正撞击时,双层模拟机匣的损伤为局部剪切和整体塑性变形的混合型。层间距只影响外层板吸收的能量,随着层间距的变化,双层平板吸收能量没有一定规律。厚度分配比小于1时,双层板的抗冲击性能随着厚度分配比的减小而增强;厚度分配比大于1时,双层板的抗冲击性能随着厚度分配比的增大而增强。     

低雷诺数下高亚声速压气机叶型流动损失机理研究

以高亚声速压气机叶型为研究对象,利用数值模拟手段研究了不同雷诺数Re条件下叶片近壁面分离泡结构和边界层发展的内在关联,基于Denton损失模型,揭示了低Re下压气机叶型性能退化内因;在此基础上,通过叶型改型设计,获得两种不同载荷分布的新叶型,对比分析了载荷分布对分离泡结构和叶型流动损失的影响。结果表明,Re从1.2×10~6降低到1.5×10~5时,吸力面分离泡长度增加11.2%轴向弦长,此时叶型边界层损失略有增加,而叶型尾迹损失增加接近150%,分离泡强烈的"位移效应"导致尾迹损失急剧增加是低Re下压气机叶型性能退化的主要原因;采用前加载叶型能够促使转捩提前发生,同时降低流向逆压梯度,有效抑制分离泡的形成和发展,改善低Re条件下高亚声速压气机叶型的气动性能。     

湍流度对边界层转捩测量的影响

通过实验研究了气流湍流度对边界层转捩各种测量方法的影响,指出:随机信号均方根值法是检测边界层转捩较有效的方法。在转捩过程中随机信号均方根值变化较大且稳定。此外还研究了气流湍流度和不同频率的声波扰动对转捩区速度脉动均方根值分布的影响,指出:存在最大脉动均方根值,其位置在0.2δ高度附近,且不受湍流度和声波扰动影响。     

翼型尾缘噪声源空间分布与辐射特性关系

详细研究了翼型湍流边界层尾缘宽频噪声源空间分布与辐射特性的关系.采用基于雷诺平均流场的翼型尾缘宽频预测方法研究了NACA0012翼型湍流边界层尾缘宽频噪声在4种不同工况下的噪声源空间分布与辐射特性.首先计算了NACA0012翼型湍流边界层尾缘噪声源在不同频率下的空间分布.计算结果发现:边界层中湍流是翼型湍流边界层尾缘噪声声源.随着频率的增加,噪声源强度和噪声源空间尺寸都是先增加后减小,噪声源位置不断靠近翼型尾缘.同时也计算了边界层内不同位置处的噪声源对远场噪声的辐射特性,结果表明:边界层内层区域,其噪声频谱能量集中在高频;边界层外部区域,其噪声能量集中在中低频;攻角增大或者来流速度减小,噪声能量向低频转移.