圆角横槽结构对气膜冷却效率影响的实验研究

为了研究圆角横槽结构对气膜冷却效率的影响,选取槽深、槽宽、圆角半径、吹风比四个影响因素进行正交实验,采用压力敏感漆测试技术对圆孔冷却结构和圆角横槽结构的气膜冷却效率进行测试。结果表明：在低吹风(BR=0.5)、中吹风(BR=1)比、高吹风(BR=1.5)比下,除Case3外,圆角横槽的面平均气膜冷却效率均高于单一圆孔。圆角横槽的面平均气膜冷却效率相对于圆孔冷却结构最高可以提高127％,Case1-Case9中,优化组合的结构参数为：槽宽2.4D,槽深0.6D,圆角半径0.9D,优化组合面平均气膜冷却效率相对于气膜冷却效率最低的Case8可以提高177％。在槽宽、圆角半径、槽深、吹风比四个影响因素中,吹风比对圆角槽气膜冷却效率影响程度最大,其次分别是槽深、槽宽、圆角半径。     

稀薄流航天器鼻锥迎风凹腔气动力和气动热性能研究

本文采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对高超声速稀薄流中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了数值研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响;以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明,高超声速稀薄流中迎风凹腔能够降低鼻锥外壁面的热流密度;当凹腔深宽比达到1之后,凹腔侧壁面热流变化趋于一致,热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变,且凹腔底部热流很小;凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流,腔内气体压力不断振荡;唇口钝化没有明显优势,虽然可以降低鼻锥峰值热流,但是会带来严重的气动力性能下降。     

跨音速湍流边界层测量

 热线探头在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)FL-23跨超音速风洞中进行了校准。结果表明;热线过热比a_ω≥0.6时,密度灵敏度系数S_ρ基本不随a_ω变化;当a_ω=0.8时,在Ma=0.6～1.16范围内S_ρ基本不随Mach数变化。用校准后的热线探头测量了FL-23风洞试验段侧壁边界层的平均气流和脉动气流特性。平均气流特性与皮托管测得的结果一致性很好;速度脉动u′/和密度脉动p′/随距洞壁距离y的增加不单调减小。     

航空发动机W形封严环封严效果影响因素分析

在一定气压差和封严面的机械表面形态下,W 形封严环的封严效果和其与法兰之间的封严面积密切 相关,合理选择封严环结构参数并提升封严环与法兰之间的封严面积,可以达到提升封严性的目的。使用有限 元分析软件ABAQUS模拟在预紧工况下,封严环主要结构参数、预压紧量对W 形封严环与法兰之间封严面积 的影响规律。结果表明:选取较大的外半径,预压紧量和壁厚可使零件与法兰封严面积增大,壁厚与外半径对 封严环与法兰接触面积影响较大,在设计过程中应综合考虑封严效果和刚度弹性,合理选择壁厚和外半径的 大小。     

φ880mm发动机封头室温强力旋压研究

本文对φ880mm固体火箭发动机壳体的两种规格封头的首批试旋工作进行了总结。用D6AC钢室温强力旋压φ880mm的带法兰封头的过程中,在旋压坯的设计和加工、旋压芯模的设计和制造、工艺参数的选择、热处理制度的确定等方面,都获得了一些经验。 在封头壁厚一定的情况下,旋压坯的壁厚按其所处的半锥角的正弦规律变化;旋坯用型面必须与芯模很好贴合;每道次芯模确定的旋压减薄率取决于芯模的半锥角。文中给出的多道次旋压时道次减薄率与每道次芯模半锥角的关系式ε_1=1—sina_1/sina_(1-1),可用于制订旋压工艺及设计旋压芯模。     

某典型二元高超声速进气道内二次流分析

对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析，将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较，二者吻合较好，表明数值模拟方法正确，结果可信。分析了高超声速进气道流场的波系结构以及进气道(含隔离段)内二次流特征。给出了外压缩波系下的角涡的形成和发展规律，在侧壁与压缩面相交角区形成为逆时针方向角涡，角涡的形成、发展与近壁激波／侧壁附面层干扰以及压缩面有关。分析了隔离段中的激波的反射状况，提出了隔离段二次流的形成和发展规律以及影响因素。在隔离段进口附近存在一分离区。隔离段内二次涡的形成、发展和消失由上下壁面的压差，激波的移动方向(波后气流的横向流动)等决定。研究还表明对于高超声速进气道即使是二元进气道，也要关注二次涡的存在和发展。     

90°强曲率弯管内三维湍流流场的数值分析

本文根据作者发展的一种能计算任意截面形状 90°弯管内三维不可压缩湍流流场的分析方法,利用作者实验的圆截面弯管数据 ( R_c/D=0.87)检验 k- ε双方程湍流模型预示强曲率三维湍流流场的精度。计算了 R_c/D=2.3的矩形截面和 R_c/D=0.87的圆截面 90°弯管,并将计算结果与相应实验数据进行了比较分析。结果表明,即使对曲率很强的弯管,吸力面 (内侧壁 )不出现二次流迁移所形成的低速区前,标准 k- ε双方程模型仍能较好地预示出平均速度场。      

收敛-扩散喷管几何参数对内特性的影响

航空发动机广泛采用机械可调式收敛-扩散喷管,正确地选择几何参数是喷管设计的主要任务之一。本文通过模型试验研究具有不同几何参数的收敛-扩散喷管在不同工况下的推力特性和壁面压力分布。试验设备及测量系统见文献。模型喷管有轴对称收敛-扩散型和两侧壁为有机玻璃的二元收敛-扩散型两种,其几何参数为:面积比C_A为1.0～2.4扩张半角α为0～24°,收敛半角β为8～24°,喉部圆角半径R_0与喉道半径R_1之比为0.31～2.0。     

偏置正交弧线齿面齿轮齿面设计及根切研究

为拓宽面齿轮的应用空间,结合面齿轮与弧线齿的特点,提出了偏置正交弧线齿面齿轮。根据坐标变换规律及啮合原理推导了全齿面的方程,并在Matlab软件中建立了全齿面模型。结合齿面模型及根切原理,利用Matlab软件编程计算了齿面根切的位置。借助CATIA软件二次开发进行仿真切齿试验,验证了计算的正确性。探究了各参数对最小内半径的影响,结果表明:坐标系距离与最小内半径呈负相关,刀具圆弧半径、偏置距离及模数都与最小内半径呈正相关,其中模数对根切位置影响最大。最后计算了顶尖位置,通过最大外半径与最小内半径之差确定了面齿轮的最大齿宽。      

不同圆角过渡的3A21铝合金矩形管弯曲壁厚变化与损伤研究

为获得不同圆角过渡3A21铝合金薄壁矩形管弯曲的壁厚变化和损伤情况,采用弹性模量变化法,通过对拉伸进行试样反复加载、卸载试验,获取了Lemaitre断裂准则中的损伤参数。基于ABAQUS/Explicit的VUMAT二次开发平台,开发了耦合Lemaitre准则的用户材料子程序,建立了相同弯曲半径条件下不同圆角过渡的矩形管弯曲损伤预测三维有限元模型,并对模型的可靠性进行了验证。基于所建模型,研究发现管材壁厚减薄率与损伤最大值均出现在弯曲后截面50°左右,并且管材截面的圆角半径越小,其弯曲后中性层外侧壁厚减薄越严重,损伤值越大,即管材截面形状越趋向于矩形,弯曲过程中越容易发生破裂。     

变截面管道中激波诱导的两相流动

本文研究扩张型与收缩型变截面管道中激波诱导的非定常两相流动。对于稀相气固悬浮体采用了双连续介质模型,对于两相流动按照准一维近似处理。控制方程则是利用算子分裂技术和二阶GRP方法数值求解。文中给出了波后气固两相的流动结构,并讨论了粒子对两相流场的影响。     

基于气固两相双流体模型研究火箭发动机斜切喷管流场特性

为了研究火箭发动机(SRM)斜切喷管的两相流动特性,采用气体-颗粒相双流体模型,并结合多区域混合网格技术,对发动机斜切喷管内气相与颗粒相的相互作用规律进行研究,探索颗粒直径与颗粒质量分数变化对发动机喷管气固两相流动特性的影响。结果表明:固体颗粒相的存在,对发动机斜切喷管的流场结构产生重要影响,导致喷管轴线附近存在一个燃气流动速度较低,温度较高的区域。同时,喷管壁面附近存在无粒子区,随着颗粒直径的增加,无粒子区域的范围逐渐扩大。并且,颗粒直径越大,其运动速度越小,在喷管内的滞留时间越长。颗粒直径与质量分数的变化同样会影响发动机喷管的流场结构,随着颗粒直径的增加,发动机喷管轴线处气相马赫数先减小后增大,而燃气温度则先增大后减小;发动机推力的变化趋势与马赫数变化趋势相同,但两者并不同时达到极值点。颗粒相的质量分数越大,沿喷管轴线方向的气相马赫数和发动机推力越小,喷管两相流损失越大。     

Investigation on plume interference effect of solid propellant micro-thruster

The three-dimensional numerical simulation of two-phase plume flow of solid propellant micro-thrusters was developed. Then it was used to investigate the plume interference effect by combining the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method for multi-component gas flow with the two-way coupling model for two-phase rarefied flow. At different space between the two micro-thrusters and different wall temperature,the plume interference effect was analyzed specifically. The results show that under the plume interference effect the gas is compressed and the flow direction is changed,which resulted in the increasing of gas pressure and temperature; solid phase made no significant effect on the flow parameters of gas phase; with the rising of the space between the two micro-thrusters,the maximum pressure decreased and the maximum temperature increased in the domain under the plume interference effect; the wall temperature could influence the temperature of the gas which is extremely close to the wall,but not the gas pressure.      

固体发动机喷管内两相流的有限元数值模拟

本文给出了固体发动机喷管内两相流的数值模似。从非守恒型两相流甚本方程出发,采用加权积分技术,导出了离散点的流动物理量的有限元数值计算公式。数值模拟分别与JPL喷管的两相流壁面静压分布测量结果以及与差分法计算结果作了比较,比较结果表明:二者是吻合的。本文还以中型喷管为例,计算了粒子的轨迹,粒子的速度滞后和燃气的温度滞后,计算结果表明;入口粒子冲击角对粒子轨迹有明显的影响。     

气固两相喷嘴平面叶栅能量损失的试验研究

通过对气固两相压气机平面叶栅后,沿栅距和叶高分布的气流压力和速度的测量与分析,研究了气固两相流流经压气机平面叶栅时的速度系数和能量损失系数随粒子浓度和攻角改变而变化的规律。试验是在攻角i=-10°、0°气流速度c=10m/s及粒子质量浓度α=0％、2.0％和2.7％的工况下进行的。结果表明:气固两相流流经压气机平面叶栅时能量损失比单相纯气流的大;而且随着粒子浓度和攻角增大,两者的差别也愈大。     

某型燃气轮机涡轮过渡段流场的数值模拟

对某型燃气轮机涡轮过渡流道流场进行数值模拟,得到了与实验结果比较吻合的计算结果。结果表明:过渡段内流动为亚声速流动,沿流道有较大的逆压梯度,整流支板的作用类似于扩压叶栅。该方法与结果为此类过渡流道的设计提供了参考,并为以后的进一步改进和优化打下了坚实的基础。     

固体火箭发动机内轴对称两相流场的一体化数值模拟

将固体火箭发动机燃烧室和喷管作为一个整体，应用时间相关法进行了轴对称两相流场的一体化数值模拟。对气相采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ显式差分格式，对颗粒相则采用特征线法进行计算。计算结果表明该方法可以对带潜入式喷管的发动机内复杂的两相流场进行有效的数值模拟。     

气固紊流剪切流中颗粒弥散的拉格朗日模拟

本文提出了一种对于气固两相紊流剪切流中圆形固体颗粒弥散的拉格朗日拟计算方法，其中考虑了颗粒间的磁撞对流体相和颗料相的影响，应用该方法对一气固紊流剪切流场进行了模拟计算，并对有、无颗粒间磁撞情况下的模拟计算结果与Lavieville用大涡模拟方法的研究结果进行了比较，并进行了讨论。     

变截面管道旋流进气加热的数值模拟

为了研究整体强旋流进气对燃烧室状态改变和对应能量转换特性的影响,突出加热对旋转速度和旋转动能变化的作用,计算了等截面和变截面环形燃烧室中预混旋流甲烷/空气在冷态和燃烧态下的流场,并分析了流场旋流特性的变化。结果表明:提高轴向速度和使用变截面管道结构有助于提高旋流气体的旋转速度,旋流气体在加热条件下旋转速度会增大。采用变截面管道旋流进气加热能够较好实现热能向旋转动能的转变,在燃烧室设计中可以作为能量转换设计的1种潜在方法。     

含潜入喷管发动机尾部流场冷流模拟

为了揭示含潜入喷管的固体火箭发动机尾部流动特征,按照几何相近和气动相似原则设计了通道为矩形的二维冷流实验模型,利用相位多普勒粒子分析仪（ＰＤＰＡ）对燃烧室尾部气流的时均速度和湍流脉动速度进行了测量。实验结果表明气流在潜入喷管入口上发生分离,再附点位于喷管前端部外侧,背部空腔内形成一个较为稳定的回流区,流场的轴向和横向湍流强度都比较大。