水力脉冲射流特性室内实验和数值模拟

水力脉冲射流是提高深井机械钻速的一种经济有效的方法,在分析水力脉冲空化射流发生器调制脉冲射流机理的基础上,采用室内实验和数值模拟两种方法对水力脉冲空化射流发生器所产生的脉冲射流特性进行了研究.着重研究了入口流量和叶轮叶片结构对该工具产生的脉动压力振幅的影响.室内实验和数值模拟结果表明:在同一叶轮结构下,随着入口流量的增大,脉动压力振幅呈增大趋势.在同一排量下,采用3叶片叶轮结构的工具调制出脉冲射流的脉动压力振幅较大.因此建议在现场试验条件允许的情况下尽可能地增大泵的排量,并且重点对3叶片叶轮结构的工具进行现场试验研究.     

超声速液体射流的气动特性

介绍了有关脉冲超声速水射流以及柴油射流气动特性的研究结果。水射流实验是在一台垂直设置的内径为8mm的火药枪设备上进行的。用出口直径为5mm的喷嘴,产生了速度为600m／s的水射流。用纹影仪观察了射流及激波形状,从而测量了激波与前体驻点之间的离开距离。柴油射流实验是在一台水平设置的高压氮气气枪设备上进行的。     

喷嘴结构对空化起始影响的实验研究

空化和空蚀现象对物体的破坏作用是十分强大的,利用其强大的破坏作用来提高清洗、切割和钻探的效率,其效果将是非常显著的。实验研究了锥形喷嘴、自振空化喷嘴和双射流喷嘴在不同围压下的空化起始能力,结果表明喷嘴结构对空化起始能力影响明显,在高围压条件下,自振空化喷嘴和双射流喷嘴比普通锥形喷嘴有更大的起始空化数,起始空化数大都在1．0以上,而锥形喷嘴最大仅为0．43。     

基于Coanda脉冲射流的D型体主动减阻控制研究

D型体是典型钝体之一,其尾缘分离流动及近尾流流动结构与其受到的气动阻力密切相关。本文结合Coanda脉冲射流及遗传算法,对D型体绕流进行主动减阻控制。实验在直流风洞中进行,基于来流速度和D型体高度H的雷诺数为1.8×104;Coanda脉冲射流布置于D型体背部上下两侧,控制参数包括射流的驱动压力、频率和占空比,以及背部上下侧射流相位差。遗传算法的目标函数为D型体时均背压,间接反映D型体所受气动阻力。研究结果表明：遗传算法能够帮助确定Coanda脉冲射流的最优控制参数组合（射流驱动压力为1.94 atm,无量纲射流频率为0.27,射流占空比为37%,上下侧射流相位差为136°）,使D型体时均背压提升达61%（对应的减阻率约为23%）,对应45%的控制效率;在最优控制参数下,D型体近尾流交替脱落的大尺度旋涡被破坏,脱落频率和相位差被改变。     

非定常电场下锥射流的振荡行为研究

针对非定常电场作用下电雾化系统性研究缺乏的情况,结合空间发动机对电喷雾推进系统脉冲工作的需求,对非定常电场作用下锥射流的振荡行为进行实验研究,利用高速摄像机记录锥射流在非定常电压扰动作用下的脉动变形过程,探讨射流振荡频率与电压扰动频率的匹配关系,分析不同扰动电压参数对射流形态的影响.研究表明:在非定常电场作用下,当电压...     

PIV 技术测量振荡射流流场

利用以大功率双脉冲激光器为光源的ＰＩＶ技术，测定了由扁平射流和尖劈组成的二维振荡射流流场。实验结果表明，射流喷嘴与尖劈之间存在交错的、旋转方向相反的涡街，从而在尖劈两侧形成压力扰动。这种压力扰动波与不稳定射流的相互作用是整个系统产生流体振荡的原因。此外，还分析了射流喷嘴与尖劈之间的距离对流场的影响规律。     

转子叶尖间隙非定常压力场频谱分析

深入研究压缩机转子叶尖间隙非定常压力脉动,掌握其变化规律,对进一步提高压缩机效率是非常重要的.利用快速傅立叶变换技术(FFT)将转子叶尖间隙非定常压力场时域图转换成频谱图,分析了其频谱特性与转子转速、出口背压以及叶尖间隙轴向位置的关系,同时与压缩机的气动性能和气流稳定性相关联.实验表明:转子叶尖间隙非定常压力脉动主频随着转子转速的提高而增大,与出口背压无关;主频的峰值随着转速的提高而升高,随着出口背压的提高而降低;同前、后缘相比,转子叶尖中部非定常压力脉动主频的峰值在叶中较大.研究结果对研究其它旋转流场压力脉动也有参考价值.     

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。     

围压对高压水射流冲击压力影响规律

高压水射流在油气资源钻探与增产领域应用日益广泛。但在井下作业时,射流一般处在很高的围压环境中,围压究竟对射流结构和能量传递有何影响是长期困扰着钻井领域的重要问题之一。通过围压水射流冲击压力测试装置,测得了不同围压条件下轴线冲击压力及射流压力。研究发现:憋压加载围压条件下,当围压小于喷嘴流量系数平方倍射流压力时,射流压力基本不变;围压较大时,射流压力随围压线性增加;围压对1倍喷距内的高压射流冲击压力基本没有影响;无因次射流轴向水力静压与无因次围压的3.3次方成正比,随无因次喷距线性增加,但当无因次围压超过阀值（0.6~0.7）,水力静压将随围压线性增加;无因次轴线冲击压力与无因次围压的0.15次方成反比,而随无因次喷距线性减小,但超过阀值后基本不变。本研究可为钻井水力参数设计、冲砂洗井等井下作业提供一定参考。     

喷雾器喷嘴出口喷流流场特性的实验研究

通过定性定量实验手段研究了以水为单介质流体的某农用喷雾器喷嘴出口流场。首先采用单反相机常规拍摄方法,记录了喷雾压力在50～4 000 Pa范围内的喷嘴出口流场,发现了随着喷雾压力增大,喷嘴出口射流的形状经历了形成液泡到液泡破裂的过程,以及射流发展及最终稳定过程。然后通过PIV测速技术对喷雾压力在1 000～4 000 Pa范围内的喷嘴出口流场进行了定量测量实验研究,获得了在纵向截面上,喷嘴出口速度随喷雾压力增大而增大,且在中心线上的速度随着离喷口距离的增加均呈现振荡衰减的变化规律。在同一位置横向截面上,随着喷雾压力的增加,旋流强度越强,流速越大;而在同一喷雾压力下,离喷嘴出口距离越近的横截面处旋流强度越大,流速也越大。本文实验研究结果验证了PIV测速技术可以用于水雾滴的速度场测量。     

斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究.结果表明:斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制.在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.370%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.240%.     

通过矩形喷嘴的非稳定液体射流

绍了关于用矩形喷嘴进行的瞬态液体射流的实验研究结果。流动显示演示了在喷流过程中液体射流的种种不稳定现象。笔者推广了Ryhming的理论模型，计算了喷嘴出口的射流速度，并与实验结果进行了比较。     

高超声速通气模型喷管出口气流参数测量试验技术研究

准确测量内流道出口参数是获得高超声速通气模型内流道气动特性的基础。目前采用的单排测压耙或多排测压耙、固定位置测量的方法不能全面而准确地反映出口流动的实际情况,因此开展了新方法的研究工作。选取一个去除所有安定面和舵面的带进气道升力体布局飞行器模型作为研究对象,开展了试验方法研究:用CFD方法研究相邻静压管之间不同距离以及静压管与气流夹角对测量结果的影响;研制了专用的三自由度压力测量装置;开展了Ma6条件下的风洞试验,获得了喷管出口附近的壁面压力、出口处的静压和皮托压力。试验结果表明:壁面压力和出口静压总体呈两侧高、中间低的趋势;模型壁面温度对重复性精度有较大影响;测压排架与喷管壁面之间的相互干扰对静压测量准度产生影响。     

某型飞机高压油滤螺钉断裂故障分析与维修对策

根据飞机高压油滤的工作原理和结构形式,结合故障现象对故障原因进行分析,确定故障与人为操作不当有关,在未安装油滤滤芯或油滤上下壳体未拧紧的情况下给液压系统增压,油滤的出口被安全活门与衬套阻断,高压油通过衬套将压力传递给垫圈,衬套在没有下壳体支撑的情况下,拉断螺钉,衬套从顶盖中下移,垫圈变形.通过故障复现试验和载荷计算,确...     

不同进口马赫数下超声速燃烧流场特性研究

对有无楔板超燃冲压发动机模型内横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟,分析了进口马赫数对超声速燃烧流场特性及特征参数分布的影响特性。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes(N-S)方程,对不同进口马赫数下的燃烧流场进行了数值模拟,细致对比了流场激波结构、喷流穿透深度、燃烧阵面,燃烧效率及总压恢复系数等参数随进口条件的变化特征。结果表明:无论是否存在楔板结构,喷口后流场压强均随着进口马赫数的增加而减小,并且随进口马赫数的增加,氢气喷流穿透深度减小,楔板对喷流穿透深度基本无影响。较无楔板结构而言,设置楔板结构可以缓解燃烧室内流场对马赫数变化的敏感度,使燃烧更为稳定。在同一进口马赫数条件下,楔板布局有明显的促燃作用及激波点火效果,在一定程度上可增加此类发动机工作的马赫数范围,但以总压恢复系数略微降低为代价。     

一种可利用部分冲压的直升机进气道流场特性实验研究(英文)

针对可利用部分冲压、带前输出轴直升机进气道结构特点 ,实验研究了在侧滑角从 0～ 1 35°状态下的直升机进气道流场特性 ,分析了沿程静压分布、进气道出口截面流场畸变指数、总压恢复系数等进气道性能参数。研究表明 ,该类进气道在各种侧滑状态下总压恢复系数较高。当侧滑角大于 90°时总压恢复系数随着来流速度的增加而减小 ;进气道内气流分离的区域和出口截面流场畸变指数与侧滑角和来流速度的大小有关。其中在侧滑角小于 90°时 ,进气道出口截面流场品质较好。当侧滑角大于90°时 ,随着来流速度或侧滑角的增加出口流场迅速恶化     

压气机盘腔径向引流减涡器研究综述

径向引流减涡器通常位于航空发动机压气机盘腔中,通过抑制气流周向速度的发展从而降低空气系统引气过程中的压力损失,对于提升发动机效率有着十分重要的作用。本文对压气机盘腔径向引流减涡器的相关研究进行综述。研究表明:常用的减涡器包括减涡管、去旋喷嘴、翅片和导流板等结构。其中,管式减涡器的研究和应用最多,其减阻效果较好,但存在着质量较大,且在高速旋转时易产生振动等问题;去旋喷嘴质量较轻,但也有着流量不稳定的现象;导流板同样有着安装和稳定上的问题。有学者尝试对减涡管和去旋喷嘴的结构进行改进,均取得了一定的优化效果。通过对现有研究的梳理可以发现:目前还缺乏描述总压损失的理论模型,熵分析可以作为新的入手点研究总压损失机理。近期研究表明总压损失主要出现在转折位置,这一点与静压损失有所不同,也为减涡器的改进优化提供了思路。     

带喷流扰流片的火箭发动机推力特性分析

采用试验结合数值仿真手段,研究了位于火箭发动机拉瓦尔喷管出口处单片喷流扰流片相对喷管出口径向位置的变化对发动机轴向力和侧向力的影响。研究结果表明：随着喷管出口面积堵塞比的增加,发动机侧向力增大,轴向推力损失增加;发动机轴向推力损失约为侧向力的30%到50%。仿真分析表明：喷流扰流片在发动机喷管扩张段内造成超声速燃气的激波与边界层相互作用,喷管扩张段内壁面形成的非对称压力分布是发动机侧向力产生的基础;喷流扰流片造成的燃气激波和粘性损失是发动机轴向推力损失的根源。     

亚声速压气机平面叶栅及其改型的吹风试验

为了对比某压气机原始叶型及其改型后的短弦叶型的气动性能,基于某高亚声速叶栅风洞对原型和改型叶型开展了平面叶栅吹风试验.试验前对不带叶栅和带叶栅试验件下试验段进口均匀性和出口周期性进行检查,确定满足试验要求的测量通道.通过吹风试验测量并分析原型叶栅和改型叶栅的出口总压、出口气流角以及叶片表面等熵马赫数分布.结果表明:相对...