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通过对一维理想气体流动的有限元状态变量模型推导过程的拓展,获得了适用于变体积容腔的气体容积模型,并结合气体管道、气体阀门的有限元状态变量模型,通过对三者的组合运用发展了一种可仿真气体减压器动态工作过程的有限体积模型。采用此模型分别对某逆向卸荷膜片式减压器和某贮箱增压系统所用减压器进行了动态工作过程的仿真,前者仿真结果的稳态值与早期文献的实验数据和仿真结果相一致。表明有限体积模型的稳态精度合乎工程需要;后者的仿真获得了减压器各个腔室状态参数和阀芯开度的响应曲线,表明贮箱增压过程可以分为启动段、稳定段两个阶段,同时表明在理想气体绝热流动的假设下节流前后温度基本不变。数学模型和建模方法显示出良好的有效性和通用性。 相似文献
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CVI反应器内部气体流场的有限元模拟及优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
采用有限元计算方法,研究了CVI反应器内部的流场特征.对于形状简单的构件,构件的放置方式和阵列对气体的流动状态具有显著的影响.与横向阵列相比,纵向阵列能充分保证构件沿其长度方向流场均匀性,减小回流现象;在反应器中,随着纵向阵列试样数量的增加和分布均匀性的提高,气体流动速度增大,流场均匀性提高.减少反应器内部的自由空间,是提高流场品质和化学气相沉积效果的关键.基于减少反应器内部的自由空间的原则,针对杯形复杂构件,提出了通过加入与其几何形状相适应的导流板工装,有效避免了在构件内部和外部形成回流区,实现流场的优化设计. 相似文献
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为了研究内部流场对减压器动态特性的影响,基于新离散几何守恒律和高精度界面流固耦合技术对其动态特性进行数值模拟,其中单自由度质量弹簧阻尼结构动力学模型采用Newmark法进行计算;三维非定常积分形式的ALE流体控制方程采用弹簧近似的动网格有限体积法进行求解。采用虚拟网格通气技术实现阀门内部运动部件接触/分离过程引起的计算区域拓扑变化。计算结果表明,在减压器正常工作状态下,出口压力存在振荡现象,其均值接近按照静态性能设计的理论值;进口压力增高,振幅减小;进口压力太低时,减压器无法实现出口压力的设计理论值。在正常工作状态的进口压力范围内,减压器存在颤振现象,出口压力远大于设计理论值。 相似文献
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为了研究水润滑高分子材料轴承的微观界面的流场特性,本文以单个微凹体中的流场作为研究对象,建立了单个微凹体流动模型。采用多松弛格子玻尔兹曼方法MRT-LBM (multi-relaxation time lattice Boltzmann method)对单个微凹体的流体流动问题进行数值模拟。研究了流场中速度的变化规律,以及流场中流线分布随雷诺数的变化规律。结果表明当雷诺数较低时,流场处于稳定性流动状态;当雷诺数达到一定程度时,流场处于周期流动状态;当雷诺数很高时,流场处于湍流运动状态。探究微观流场中复杂的变化规律,为研究水润滑高分子材料轴承的润滑和摩擦性能提供一些理论支撑。 相似文献
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为解决某型喷口加力调节器在配装发动机使用过程中存在的涡轮落压比偏离设计值问题,对一维定常可压缩拉瓦尔喷管的气体流动状态进行了理论分析计算,从涡轮落压比的连续性工作要求分析了拉瓦尔喷管正常工作的使用条件,提出了空气减压器二级减压拉瓦尔喷管扩张段流道形状的改进设计方法,并通过了发动机试验验证,结果表明:空气减压器只有在超临界状态工作,并且激波位置在测压点位置后面时,才能保证减压比仅与针塞位置有关,与进气压力大小无关;进气压力较低时,激波位置离测压点较近,会造成减压比相对稳定状态存在偏差;增大喉道面积,可使得相同进气条件下,激波位置后移,远离测压点,有利于提高减压比的稳定性,增大后端角度会导致激波位置前移,不利于减压比的稳定。 相似文献
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高超声速进气道自起动过程中流动非定常特性 总被引:1,自引:0,他引:1
《航空学报》2015,(10)
采用非定常数值仿真方法研究了进气道自起动过程中流动的非定常特性,分析了内压段构型对非定常流动特性的影响。研究结果表明:进气道自起动过程中流动特性受内压段构型与来流条件影响。内压段压缩面肩部曲率半径越大,内压段面积收缩越缓,越易出现流场振荡现象,流场振荡越剧烈;型面设计参数β≤33°,能够避免流场振荡现象出现。合理设计进气道内压段型面能够控制自起动过程中流动的非定常特性。自起动过程中,流场出现振荡时随着来流马赫数增大流动依次经历不振荡状态→振荡状态→不振荡状态→起动状态,且流场振荡频率逐渐下降;对于未发生流场振荡的进气道,随着来流马赫数增大进气道依次经历硬不起动状态→软不起动状态→起动状态。 相似文献
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不同透气情况降落伞的流场试验研究 总被引:1,自引:1,他引:1
降落伞由于其柔软透气性,其流场测量非常困难,而流场特性直接关系到降落伞的气动性能.本文采用风洞设备,利用七孔探针对不同透气情况下的降落伞的绕流流场进行了试验测量.采用Labview和Matlab engine混合编程技术进行七孔探针的压力数据采集和实时数据处理,获得了不同透气情况下伞衣周围的速度及压力分布情况,并对其进行了详细的流场分析.通过对不同透气伞流场的比较,可知透气情况对伞衣前后静压大小、尾流流线汇集位置、稳定性及噪音均有一定的影响.本文的研究解决了绕伞衣流场定量测量的难题,同时为降落伞的气动性能分析提供了一个很好的技术方案. 相似文献
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回流燃烧室流动特性试验 总被引:1,自引:0,他引:1
为了揭示有/无燃烧状态下燃烧室热态和冷态流场的特征和流动特性,针对某型回流燃烧室单头部试验件,使用粒子图像测速仪(PIV),测量燃烧室燃烧状态下不同截面处的热态流场,以及没有燃烧状态下不同截面处的冷态流场,探讨不同总压损失系数对回流燃烧室热态/冷态流场特征及流动特性的影响。研究表明:随着总压损失系数的增大,冷态条件下各截面流场结构基本保持不变,如射流孔穿透深度、射流角度、回流区位置及大小、流线等基本保持一致,但是各位置点速度大小逐渐增大。热态条件下各截面流场随着总压损失系数增大,流场结构也基本保持不变;相同总压损失系数时,热态流场与冷态流场存在差异,燃油喷射与气流的相对运动将会对燃烧室头部的流场结构造成影响,速度较冷态流动时略微增大。 相似文献
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为提高涡轮流场仿真计算的收敛性和结果的精度,基于动网格的流场仿真技术,探讨了涡轮瞬态流场仿真的 2步方法——先稳态后瞬态计算。计算结果表明:在转子—静子间滑动界面上出现了计算方程守恒引起的流场参数阶跃,流场参数变化趋势与一维等熵流动理论分析结果一致。 相似文献
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为了深入理解分层旋流流场特征和燃烧稳定性,采用OpenFOAM对分层旋流燃烧器的冷态和燃烧流场进行了大涡模拟。研究了旋流数对分层旋流流场结构和非稳态特性的影响。采用Q准则显示了流场中的瞬时涡结构;利用功率谱分析了流场中的进动特征。结果表明:在冷态工况下,旋流对回流区的位置和大小影响较小。随着旋流数增大,出口气流受到旋流诱导的离心作用,流动发散,流场扩张角变大,流场下游出现二次回流区。平均流场的三维流线与螺旋涡在空间中均表现成正交关系,表明螺旋涡是由剪切层Kelvin-Helmholtz不稳定性产生。在燃烧工况下,随着旋流数增大,回流区的面积增大,平均温度分布不断沿径向扩张,火焰锋面脉动增强,涡旋发生破碎的位置明显向上游移动。 相似文献
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跨声速压气机转子叶尖流场旋转不稳定现象的数值研究 总被引:5,自引:3,他引:2
对某跨声速压气机转子在不同工作流量下的叶尖非定常流场进行了数值研究.结果显示:大流量状态下,该转子叶尖流场几乎不发生振荡.此时,叶尖流场可以按定常流场进行分析;小流量状态下,叶尖泄漏涡大幅振荡,相邻叶片通道内的叶尖泄漏流之间也存在周期性相互干涉.其结果是在稳定状态时出现由于叶尖泄漏涡的振荡及其周向传播造成的"旋转不稳定"现象."旋转不稳定"流场结构主模态旋涡个数大约为40%的叶片通道个数;其周向尺度占据2~3个栅距. 相似文献
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在开式风洞超声速平面叶栅试验中,从试验启动到叶栅建立超声速流动状态的过程,即超声速流场起动问题,已成为公认的难题。为建立可行的开式风洞超声速流场起动方法,奠定开式超声速风洞的使用基础,基于某超声速风洞,以超声速压气机平面叶栅为研究对象,开展三维数值仿真研究;分析试验条件下超声速流场起动失败的原因,制定三种流场起动方案。结果表明:起动失败的原因为叶栅前缘形成了一道强正激波;仅提高风洞进口总压无法建立叶栅超声速流动状态;仅增大下壁溢流缝宽度可起动超声速叶栅流场,但有效叶栅流道数量减少,壁面附面层增厚;保持上、下壁溢流缝宽度在1 倍栅距以上,在栅前上、下壁设置超声速墙并进行抽吸,可有效起动超声速流场,相邻流道出口马赫数最大波动0.01,出口气流角最大波动0.09°,周期性可满足试验需求。 相似文献
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大涵道比涡扇发动机射流控制反推模型数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
基于CFD(计算流体动力学)数值模拟技术,分别对两个不同涵道比涡扇发动机叶栅式射流控制反推模型进行计算,分析了反推力的产生及控制机理,并详细分析了二次流喷射压比、喷射位置、喷射角度及主流压比对流场结构和反推性能的影响.采用与反推力成正比的参数反推质量流量比来衡量反推性能的优劣,计算结果表明:二次流喷射压力、喷射位置和喷射角度是影响反推性能的重要参数,并且在一定的风扇涵道流前提下,存在最佳的二次流喷射位置、喷射角度和喷射压力;由于二次流引气量的限定,限制了二次流射入深度,因此射流控制反推技术不能用于超大涵道比发动机. 相似文献