微小圆管内煤油流动研究

通过实验研究了RP-3航空煤油在微小圆管内的流动情况.分别研究了内径为1.0,0.8 mm和0.5 mm的微小圆管中的流动压降和摩擦阻力系数.实验结果表明:摩擦阻力系数(层流损失系数)随雷诺数的增加而减小,而且微小圆管内的摩擦阻力系数比常规尺寸圆管中摩擦阻力系数小;微小圆管中从层流转变成湍流的临界雷诺数也远小于常规尺寸圆管中的临界雷诺数2 300.此外,进、出口压差随雷诺数的增大而增大;相同雷诺数、相同管长的情况下,管内径越大,进、出口压差越小;管内径越小,进、出口压差越大.      

微通道流动转捩数值模拟

应用CFD计算软件ANSYS CFX对水力直径为0.4mm的矩形截面微尺度通道中的气体流动进行了数值模拟.采用了3种流动模型,即γ-Re_θt转捩模型、层流模型和剪切应力输运（SST）模型,并将模拟结果与实验结果进行了对比.模拟结果表明:层流模型及SST模型不具有预测转捩的能力;γ-Re_θt转捩模型捕捉到了临界雷诺数且摩擦因数相对误差在20%以下.在未达到临界雷诺数之前,通道后部已经出现局部湍流区,且局部湍流区随着雷诺数的增大而增大.壁面摩擦因数的最低点对应的流向位置与通道中前后湍流区的交结位置几乎一致.      

不同雷诺数下翼型气动特性及层流分离现象演化

低雷诺数下空气黏性效应突出,翼型表面普遍存在层流分离现象,相比常规雷诺数情况气动特性显著恶化。采用带预处理的Roe方法求解非定常可压缩Navier-Stokes方程的数值模拟技术和低雷诺数低湍流度风洞油流显示试验技术,对FX63-137翼型不同雷诺数下气动特性和流动结构展开深入研究。通过风洞油流显示试验可以清晰获得低雷诺数层流分离流动的两道油流汇集线。数值模拟结果表明其分别为时均化主分离线和二次分离线,两种结果定性定量均吻合较好,证明了本文的研究方法有效可靠;雷诺数从500 000降至20 000,翼型气动特性和层流分离流动结构均发生显著的变化,伴随阻力系数剧增和升力系数剧降,时均化流动结构从附体至出现经典的长层流分离泡,并最终演化为后缘层流分离泡,相应的两种分离泡的非定常流动结构也存在显著差异;对于阻力系数和升力系数而言,存在不同的临界雷诺数,因为导致阻力系数剧增的机理在于经典长层流分离泡的产生使翼型压差阻力大增,而造成升力系数剧降的主要原因在于后缘层流分离泡使得等效翼型后部弯度减小;非定常结果显示正是由于翼型表面漩涡周期性的生成与脱落,才造成了低雷诺数下升力系数的周期性波动。翼型上表面主分离涡即将脱落时,流线在后缘附近再附,升力系数达到峰值;而当流体从下表面向上卷起二次分离涡时,尾部流线大尺度分离,升力系数降至谷值。     

较低雷诺数零升阻力估算方法研究

根据层流和湍流的摩擦阻力估算公式,建立较低雷诺数条件下当量摩擦阻力系数的计算模型来估算零升阻力系数。通过对估算方法进行验证和分析,研究较低雷诺数时零升阻力系数随雷诺数的变化趋势。结果表明,建立的估算方法合理,并且准确地反映了零升阻力系数在较大雷诺数范围内的变化规律。     

螺旋管内超临界航空煤油流动阻力特性

研究了系统压力、质量流速及螺旋管结构形式对超临界压力下航空煤油RP-3在螺旋管内的流动阻力特性.实验结果表明:螺旋管局部阻力系数变化曲线由螺旋管内流体临界雷诺数、拟临界温度分为明显的3个部分:工质温度低于拟临界温度且管内雷诺数小于螺旋管临界雷诺数时,局部损失系 数与雷诺数和螺旋直径与管径比D/d_in相关;流体温度低于拟临界温度且雷诺数大于临界雷诺数时,局部阻力系数只与D/d_in相关; 流体温度大于拟临界温度时,局部阻力系数除与雷诺数和D/d_in相关外,同时还与密度、黏性的大幅变化相关.另外,基于实验结果,提出了一种用压力、温度和螺旋直径与管径比进行修正的局部阻力系数关联式,拟合结果与实验结果相比,具有较好的一致性.      

翼型低雷诺数层流分离现象随雷诺数的演化特征

层流分离现象是翼型低雷诺数条件下出现的典型流场特征。层流分离流动中包含流动分离、转捩、再附等非定常流动结构,层流分离流动的形成与演化会对翼型气动特性产生恶化作用。采用大涡模拟（LES）方法对低雷诺数范围内不同雷诺数下的翼型层流分离流动开展精细数值模拟,研究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及作用机理。LES方法采用隐式亚格子模型,基于结构化拼接网格,对流项离散和时间推进方法分别采用AUSM⁺格式以及双时间步方法。验证算例计算结果表明数值模拟方法的正确性及可靠性,雷诺数对翼型气动特性具有显著影响。随雷诺数降低,时均分离泡外形增大、位置后移,平均阻力系数增大,特别是在较低雷诺数下,翼型升阻力系数随时间出现振荡现象。进一步研究表明,造成不同时均分离泡形态和气动特性的原因在于翼型上表面分离剪切层的失稳与转捩特征。随雷诺数降低,流动黏性增大,导致分离剪切层速度梯度减小,流动发生转捩及再附位置后移,直至翼型表面不再发生转捩和再附。     

γ-Reθt转捩模型在微通道流动特性研究中的应用

应用ANSYS CFX对矩形微通道中的流动进行了数值研究。通过与实验数据的对比检验了层流模型、γ-Reθt转捩模型和剪切应力输运模型在微通道流动转捩模拟中的适用性,并在此基础上探究了微通道长径比以及截面宽高比对临界雷诺数的影响。结果表明:3种模型中,只有γ-Reθt转捩模型捕捉到了转捩的趋势,并较为准确地捕捉到了临界雷诺数。当微通道的长径比不小于200,进口段对整体流动特性产生的影响可以忽略。当微通道的当量直径和长径比一定,宽高比由1增加到5时,临界雷诺数呈逐渐增长趋势。      

低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量

低雷诺数工作条件下涡轮流场特征及其控制设计,是航空发动机低压涡轮部件设计的难点和重点。针对低雷诺数涡轮叶栅流场开展了实验研究工作,利用油流显示、表面静压、边界层压力探针等测量手段研究了涡轮叶片边界层的分离和转捩。结果表明雷诺数降低导致了流动损失的增大,且存在一个临界雷诺数。当雷诺数小于临界雷诺数时,发生在吸力面的流动分离是开式的层流分离泡,不会再附与叶片;当雷诺数大于临界雷诺数时,分离流会在尾缘前重新附着于叶片吸力面,形成闭式分离泡。随着雷诺数的减小,出口尾迹变宽,出口流动损失、出口速度亏损和出口气流角偏离增大,尾迹中心向吸力面方向移动。     

环形流道流体阻力特性实验研究

针对环形流道下流体阻力特性较圆管阻力特性存在差异,对不同尺寸间隙的环形流道流体阻力特性进行了实验研究。依据圆管流体流动特性原理,推导出摩擦阻力计算公式,采集实验数据、计算实验结果,并对实验结果进行比较、分析。结果表明,环形通道流动特性与流道间隙大小有关,认为间隙为2.5mm是环形通道流动特性的临界点。研究发现,间隙尺寸大于2.5mm时摩擦阻力系数与理论计算相符,流态转捩雷诺数与常规尺寸基本吻合;间隙小于2.5mm为窄环形通道,窄环形流道流体阻力系数随间隙的减小而减小,流道流体流态转捩点明显提前,并且间隙值越小流态转捩雷诺数越小。     

在激波管中粒子阻力系数的实验研究

在激波管中用消光法测量了气固两相流动激波松弛区的粒子浓度。基于一维静止激波理论和理想“等效气体”模型,实验确定了粒子阻力系数。拟合实验结果,得到了阻力系数与粒子雷诺数之间的实验关系式:C_D=4300/Re~(1.57)。     

基于主动冷却的脉冲爆震火箭发动机燃油加温实验研究

在不影响脉冲爆震火箭发动机(PDRE)正常工作的前提下,利用燃油来吸收发动机实验模型工作过程中产生的大量废热,使其主动冷却,更重要的是通过对燃油加温来改善雾化、蒸发和掺混质量,以使PDRE工作得更好。本文设计了五种不同尺寸的爆震管同轴管状换热器,通过实验比较了这些换热器实验件的换热效率,并选取了最高效的换热器用于更进一步的PDRE性能实验。实验结果表明,加有换热器的实验件能快速蒸发燃油,从而改善了燃油雾化和掺混效果并且能延长发动机的工作时间。     

层流控制技术及对飞行器气动加热的影响研究

本文主要介绍了层流控制技术的基本原理和主要技术途径,分析了层流控制在飞机减阻和外表面红外隐身方面的作用。在低湍流度风洞中,利用萘升华试验,在NACA64A-204后掠机翼模型上,研究了吸气流量和压力梯度分布等对层流控制效果的影响,研究结果表明:前缘吸气可以抑制CF波的成长,吸气流量对层流区的范围有显著的影响,随着吸气流量增大,层流区范围逐渐增大。利用对称机翼模型,研究了层流控制对气动加热的影响,研究结果表明:层流控制技术可以显著扩大层流区的范围、减小气动加热、降低表面温度,前腔的吸气流量对层流控制效果起主导作用,并存在最佳值,吸气流量过大不会进一步改善层流控制效果,吸气流量过小则达不到最好的层流控制效果。     

涡轮机匣壁面换热特性的数值计算

为了研究涡轮机匣的换热特性,采用分段计算技术,各段连接为耦合连接,对某型涡轮机匣模型进行数值模拟,减小了计算复杂结构的难度,详细分析了机匣流动区域的流动特性和壁面的换热特性。结果表明:孔出流对壁面有很强的冲击作用,导致冲击区壁面换热系数很大;腔内气流流动情况复杂,具有复杂的漩涡结构;气流涡作用于壁面,增强壁面局部换热,换热系数增大;计算结果与实验结果吻合很好,定性地反映了机匣的流动和换热特性。     

轴对称喷气式飞机后体减阻优化设计

本文通过数值计算二维轴对称雷诺平均N-S方程,采用-ωSST模型对喷气飞机后体—尾喷管的内外场进行冷态数值模拟,运用遗传算法以后体阻力系数为设计目标,在飞行马赫数Ma∞=0.6的情况下,对后体外形进行优化设计。将计算结果与实验结果进行对比,验证了在特定后体外形条件下,喷流参数变化对飞机气动性能的影响。同时,计算结果也表明优化外形能够保证后体流动不发生分离,从而降低了后体阻力。     

实际工程中混合模型的任务可靠性分配方法

随着可靠性工程在航空产业中的逐步开展,适合于实际工程中的可靠性分配方法变得日益重要,尤其对于实际工程中混合模型的任务可靠性指标分配来说,因其对应的可靠性模型一般为串、并联等混合的复杂模型,可靠性指标分配相当困难。本文将实际工程中常见的比例组合法和专家评分分配法有效地结合起来,为实际工程中混合模型的任务可靠性分配提供了一种简便易行的方法。     

导弹舵机非线性因素对高精度姿态控制影响的研究

舵机在制造、安装等过程中产生的非线性因素,会对导弹的飞行状态造成相应影响。在进行某型导弹全数字仿真时,为了研究非线性因素产生的影响,介绍了舵机中存在的典型非线性因素特性,建立了包含线性舵机模型的发射坐标系下的导弹六自由度模型,并在线性舵机环节中依次添加死区、间隙、零位偏移等非线性因素,分别进行仿真实验。通过数据对比得出了分别添加死区和间隙时对攻角具有较大影响,零位偏移的方向决定了其对滚转角和攻角的影响程度,但仍均满足飞行任务要求的控制精度的结论。     

多帧PML规整化湍流退化图像复原算法

从湍流退化图像中有效地恢复出原目标图像,是空间目标成像观测亟待解决的问题。为解决强模糊实际观测湍流退化图像的复原问题,本文提出了多帧PML规整化图像复原算法。该算法主要利用非线性规整化项在点扩散函数和目标图像的估计过程中进行平滑。为验证算法的有效性,针对强噪声退化图像进行了恢复实验,实验结果证明,该算法对于强噪声湍流退化图像的复原是非常有效的。     

模拟飞机尾喷焰辐射传输的非结构有限体积法

有限体积法因其物理意义明确,在流动与传热的数值计算中有广泛的应用。在利用有限体积法求解辐射传输问题时,不仅能够保证在每一控制体内辐射能量守恒,还可以保证在每一个控制立体角内辐射能量守恒,因而使得模拟结果具有较高的精度;同时,非结构化网格技术是处理复杂几何形状物理问题的一种有效方法。本文编写了求解辐射传输的非结构化有限体积法程序,将计算结果与其他文献的算例进行了对比,证明了模型和程序的正确性,分析了各种因素对程序计算精度和计算时间的影响。在此基础上,将求解辐射传输的非结构化网格有限体积法程序集成到Fluent软件中,计算了飞机尾喷焰的温度场分布。     

来流马赫数和余气系数对蒸发式火焰稳定器燃烧特性的影响

在亚音速高温气流实验装置中,使用拍摄OH自发光辐射的方法研究了蒸发式火焰稳定器的燃烧特性,分析了来流马赫数和余气系数对蒸发式火焰稳定器后反应流场的影响。通过对比火焰稳定模式,气流速度较低时火焰稳定性主要靠稳定器尾迹区中涡的生成和脱落控制,而气流速度较高时稳定器侧壁内缘出现的小反应区也是火焰稳定的重要因素。喷嘴的喷射条件对稳定器后的反应流场有重要影响,在油气比较高时,气流速度较低,出现回火,火焰悬停距离较小。在同样的气流速度下,降低余气系数,稳定器后的火焰形状发生本质变化,两个强烈反应区消失,反应区的边界变模糊。     

几种典型BCC金属的塑性流动特征及本构模型综述

为了理解BCC金属的塑性流动特征并研究其本构关系,本文对多晶Ta、V、Nb及高强度低合金钢HSLA-65和DH-36在温度从77K到1000K,应变率从0.001/s到8000/s,真实塑性应变超过35%的塑性流动行为进行了系统研究。结合试验结果,对塑性流动本构模型进行了推导。得出:(1)合金钢HSLA-65和DH-36与多晶金属Ta、V、Nb具有类似的塑性变形特征;(2)BCC金属的塑性流动应力对应变率和温度非常敏感,但加载历史对流动应力影响较小,即演化后的微观结构组织其流动应力并不变化;(3)在低应变率下出现的动态应变时效现象随应变率的增加,时效温度区将移至更高区域;(4)基于位错运动学和动力学,结合系统试验结果,所推导的基于物理概念本构模型通式,在很宽温度很宽应变率范围内能较好的预测BCC金属的塑性流动应力。