结冰风洞环境对喷嘴雾化特性的影响初步研究

喷雾系统是结冰风洞中进行云雾参数模拟的核心设备,其雾化喷嘴的性能直接影响结冰风洞试验段平均水滴直径(MVD)、液态水含量以及云雾均匀性等关键技术指标。结冰风洞运行过程中的压力、温度、风速以及雾化水滴的温度、初始粒径等均会对进入试验段的云雾参数的最终状态产生影响。在0.3m×0.2m 结冰风洞和喷嘴低压试验台上,针对不同风洞运行环境对喷嘴雾化性能的影响进行研究,测量了风洞运行的压力、气流速度、雾化水滴的温度、初始粒径等对粒子蒸发速率及喷嘴性能包线的影响。研究结果表明:风洞的气流环境对云雾粒子的 MVD值影响较大;风洞的气流速度及粒子的初始温度越高,云雾粒子的雷诺数越大,其蒸发速率越大;环境压力对喷嘴的粒径和包络线影响较大,随着环境压力的降低,喷嘴的流量-粒径包络线整体收窄,但对喷嘴的流量影响不大。     

同轴送粉喷嘴保护气体流场研究

为解决飞机结构损伤激光在线修复过程中同轴送粉喷嘴气体保护效果不佳的问题,利用粒子图像测速(Particle image velocimetry,PIV)和Fluent软件对喷嘴保护气体流场进行了研究。将喷嘴气流的同轴射流和同轴冲击射流的数值计算结果和实验测量结果进行了比较,分析了喷嘴气流速度变化对流场稳定性的影响。结果表明:喷嘴中心、内环和外环气流流速由内向外递减时可获得稳定的流场;喷嘴中心、内环、外环喷出的气流速度接近一致时,流场比较稳定;喷嘴中心气流速度小于内环和外环的气流速度时,工件表面出现漩涡,破坏了流场的稳定性。     

新型除氧喷嘴的雾化性能

对新型撞击式除氧喷嘴产生的雾滴尺寸、分布与喷嘴几何参数及工作压力的关系进行了研究。测量使用激光大粒径测量仪,其实时测量范围为75～3000μm。该喷嘴在工作压力为0.1～0.6MPa 时产生,雾滴的索太尔平均粒径小于900μm,粒径随供水压力增加而减小。应进一步研究这种喷嘴的几何参数,特别是射流孔口直径及孔口至撞击杆的距离对雾化的影响,以提高它的雾化性能。     

基于水平集的多相活动轮廓图像分割模型

提出了一种新型的多相活动轮廓模型,是无边活动轮廓模型的广义形式。该模型具有如下特点：（1）提出了背景填充技术,可以在检测目标内部弱边缘时去除阻碍检测的背景信息;（2）在单次二相水平集收敛的基础上,采用多次收敛方式实现了多相分割模型（n-1次收敛实现n相分割模型,n〉1）;（3）介绍了一种提升算法,进一步增强了模型的计算稳定性。实验结果表明,该模型对弱边缘检测特别有效。     

旋流式气泡雾化喷嘴喷雾特性实验研究

与常规压力雾化、气动雾化相比，气泡雾化具有高效、经济和环保等优点。针对一种可变喷头旋流式气泡雾化喷嘴进行了实验研究，探讨了工作参数、喷嘴孔型、切割丝网目数（孔径）等因素对喷嘴流量、喷雾特性的影响规律。研究结果表明:不同孔型喷嘴的流量特性趋势基本一致；相同工作压力下，气液比不同会导致喷嘴流量的变化；安装切割丝网基本不影响喷嘴的流量特性趋势，但在相同工况下会造成喷嘴流量减小3%～7%，且丝网孔径越小，减小幅度越大；喷雾液滴粒径分布呈单峰形式，且随着工作压力或气液比的增大，喷雾液滴的中位粒径会有不同程度的减小；相同喷雾能耗下，异形（方形、椭圆形）喷孔更有助于提高喷雾性能；丝网有利于提高喷嘴雾化性能，但需综合考虑喷嘴孔型、工作压力等因素选择丝网孔径；此外，安装切割丝网会在一定程度上降低喷雾主流轴向速度。     

结冰风洞喷嘴雾化特性研究

结冰风洞试验段中的云雾通常由安装在稳定段的喷雾系统产生。喷雾系统雾化喷嘴的性能直接关系到结冰风洞试验段平均水滴直径(MVD)、液态水含量以及云雾均匀性等关键技术指标。在喷嘴试验台上分别使用PDI(相位多普勒干涉仪)及微流量计对小粒径雾化喷嘴的平均水滴直径(MVD)及水流量进行测量,得到了结冰风洞空气辅助雾化喷嘴的流量-粒径性能包线,同时,对喷嘴的供水、供气压力及其配比和水路节流管尺寸对喷嘴雾化性能的影响进行了研究。研究结果表明:喷嘴水、气压力差的大小和范围决定了喷嘴的粒径及调节比的范围。压差越大,粒径和水流量越大,压力差范围越大,调节比越大。减小喷嘴水路节流管的直径,可以增加喷嘴工作的水、气压力差范围,扩展喷嘴的流量-粒径包络线。最终的测试结果表明,结冰风洞所使用喷嘴 MVD 范围为7~70μm,水流量调节比为11.5,其参数调节范围优于国外同类风洞所使用雾化喷嘴。     

风洞引射器试验研究

本文简要地叙述了ＣＡＲＤＣ近期结合新型跨声速风洞对引射器进行试验研究的情况。研究表明：当采用中压气源（２５×１０５Ｐａ）为动力源时，设计合理的多喷嘴引射器在获得跨声速风洞（Ｍ＝０．４５～１．２）需要的增压比前提下，消耗的中压气源空气流量较目前国内常用的二元引射器成倍下降，引射后混合气体流量与消耗的气源气体流量之比可达３～６；气流噪声随喷嘴个数增加而下降；大型风洞的多喷嘴引射器喷嘴个数≥１６是有利的。     

异形排气管的热态气动试验

在发动机活动试车台上，对全尺寸的从环形过渡到腰果形的发动机排气量，进行了热态的出口压力和温度分布测试，实验结果表明，排气管出口截面的上部存在有严重的低压区，出现气流倒流的现象，产生的原因是由于发动机排气管的上壁面的扩张角过大造成的，排气管出口夫面温度由上向下不断提高，上部因受冷气倒流的影响，温度只有９０℃左右，而对应排气管环形部分直接排出燃气，由于未受冷空气的掺混，使出口截面下半的气流最调达度４２     

S形管道中三元粘性气流的分析和数字解

本文给出了矩形截面的S形弯曲管道中气流的三元紊流数学分析和对不可压缩情况进行的数字解结果。研究中将三元粘性紊流看作半抛物线形式,通过压力场来考虑气流的椭圆性质影响。在所取的正交曲线坐标下进行数字计算时,能将方程式方便地从S形管道第一弯段的气流转换到第二弯段。因而可使每次迭代从S管道的进口算到出口。本文中应用了两微分方程的紊流模型,即紊流动能与它的耗散率。计算得到的壁面静压分布及出口截面的静压和三向速度分布与实验数据作了比较,结果是满意的。     

椭圆截面喷管排气辐射热流数值分析

本文对直升机红外抑制器椭圆截面喷管排气的辐射热流进行数值分析,并预估排气温度分布速度和燃气成分分布对辐射热流的影响。为了正确计算辐射热流,本文采用六热流辐射模型来考虑尾焰对周围环境传热的影响。紊流模型采用修正的双方程k—ε模型。由于喷管出口截面为椭圆形,因此排气为三元自由射流,控制方程为抛物型偏微分方程,可采用前进积分求解。计算结果与试验结果基本一致,说明本计算方法是可行的。     

带滑移滞变系统的三阶段逐步收敛的识别方法

针对非线性带滑移滞变系统模型复杂，参数多，识别时收敛困难等问题，提出了一种三阶段逐步收敛的识别方法对Baber与Noori提出的带滑移滞变模型进行了参数识别。计算实例表明，该方法具有收敛速度快、且容易收敛的特点，对于参数较多、模型复杂的系统，是一种非常有效的参数识别方法。     

离解气流在拉瓦尔喷管中的化学平衡弛豫问题

本文在综合了一些重要的复合反应过程的基础上,导出了存在化学平衡弛豫现象时各成分气体相对成分变化率的一般表达式,再利用气流温度在拉瓦尔喷管中下降速率的计算公式及复合过程中系统熵变的公式,可用近似积分的方法求得给定温度下气体的成分及计算其他的热力学参数和流动参数,并据此可确定考虑化学平衡弛豫现象时的发动机理论参数。     

2.4m×2.4m引射式跨声速风洞

正在兴建的2.4m风洞是一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m×2.4m，M＝0．5（0．3）～1．2，1．4（1．8），工作压力最高可达4．5×105Pa。风洞由多喷嘴中压气体引射器驱动。稳定段工作压力由位于风洞主排气系统中的四个主排气阀控制。气流M数分别由栅指或驻室抽气系统控制。精度可达△M=0.002。吹风耗气量仅为相同尺寸的下吹式风洞的1／4。该风洞是发展我国载人飞船、新型歼击机及大型运输机等航空航天飞行器必不可少的重要配套试验设备。本文对风洞总体性能及技术方案的构思和风洞设计特点等方面内容作概要论述。     

单喷嘴模型发动机纵向高频燃烧不稳定性实验分析

为掌握喷嘴缩进长度和燃烧室长度对气氧/煤油火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响规律,设计并开展了单喷嘴模型发动机燃烧实验。实验选用了气液同轴离心式单喷嘴,采用中心供应氧气,液体煤油经切向孔沿轴向旋转进入喷嘴的形式,为测试燃烧稳定性,燃烧室和喷嘴缩进的长度分别作为实验变量,利用高频压力传感器采集数据,基于压力信号对实验结果,尤其是呈现的纵向高频燃烧不稳定性现象进行了细致地研究。结果表明:在本文研究条件下,随着缩进长度的增加,对纵向高频燃烧不稳定性产生阻尼作用,但不会消除纵向高频燃烧不稳定。燃烧室的长度在516和356mm之间存在某个值,使得喷嘴缩进长度对燃烧稳定性影响可以忽略。随着燃烧室长度的增加,一阶纵向声学频率逐渐减小,而幅值逐渐增强。出现这些现象的原因是燃烧过程压力振荡与声波存在相位差。此外,燃烧室长度对纵向高频燃烧不稳定性的影响比缩进长度更明显。     

加力燃烧室内火焰扩张的研究

本文用数值方法初步研究气流参数(速度、温度、余气系数)对管内紊流火焰扩张的影响。所用的计算模型有两个:一个是修改的EBU模型,假设系数C_(EBU)随来流参数而变化。另外一个是混合长度模型,假设当紊流强度很低时混合长度系数取一固定值,而当紊流强度较大时混合长度系数在一定范围内变化(随来流温度和油气比而变)。 在这个假设下计算结果表明:ⅰ)当来流紊流强度较大时,火焰扩张随来流参数而变,这与文献[2]实验数据基本相符;ⅱ)当来流紊流强度较小时,气流参数对火焰扩张基本无影响,这与文献[1]基本相符。     

高压涡轮动叶内部冷却结构的改进设计

对某型高压涡轮动叶的内部冷却结构进行了详细的分析,提出了具体的改进方案,并利用有限元方法对改进前后的方案进行了叶片温度分布计算分析。结果表明,在相同冷却空气流量比的条件下,叶片尖截面表面最高温度降低了33°C,截面温差减小了131°C,改进效果明显。同时,改进后的冷却结构有效降低了叶片进口压力,提高了预旋喷嘴压比,减轻了高压涡轮转子的重量,达到了增加发动机推重比,减少冷却空气泄漏量,改善发动机性能的目的。     

大型低速翼型风洞侧壁边界层控制系统研制

介绍了NF-3大型低速翼型风洞多喷嘴级联吹气侧壁边界层控制系统的结构和原理.为验证本系统的功能和性能,采用侧壁吹气方案并使用增量式PID控制算法进行气源压力的控制,对具有增升装置的GAW-1翼型进行了侧壁边界层吹除试验研究.试验结果表明:(1)使用侧壁吹气系统后翼型模型中间截面最大升力系数由2.79增加到2.84,增加幅度1.8%,且模型端面截面的升力系数与中间截面的升力系数基本上相等;(2)利用增量式PID控制算法对气源压力的精确控制较好地完成了风洞侧壁吹气功能,改善了翼型表面流动,减小了侧壁边界层对翼型试验结果的影响.     

单晶再结晶临界应力与涡轮叶片结构设计参数间的映射模型

以单晶涡轮叶片发生再结晶的榫头进气窗口为研究对象,基于镍基单晶合金再结晶临界应力模型,通过单晶叶片铸造热应力场仿真计算,建立了最大残余应力与结构参数和温度的关系模型;并在此基础上,以最大铸造残余应力不大于再结晶临界应力、冷气通道面积不变和满足强度为约束条件,求出了不发生再结晶条件下的临界应力与结构设计参数和热处理温度的映射模型。最后通过对实际叶片榫头进气窗口的优化设计和试验对比分析,验证了本文方法的有效性。结果表明,优化后榫头进气窗口最大铸造残余应力下降30%以上,原有的再结晶现象消除。     

风洞实验数据误差分析

本文根据第一讲给出的计算风洞实验数据随机误差的公式，分析了风洞气流参数。压力系数、力和力矩系数误差的组成及其影响因素，并给出了这些参数、系数误差的变化规律。     

基于多源数据融合的翼型表面压强精细化重构方法

在风洞试验模型表面布置测压孔是获得表面压力分布的重要手段，但受限于空间位置和试验成本，通常难以在复杂模型表面布置足量的测压孔获得完整的表面压力分布信息，直接积分获得的升力和力矩精度不足，因此提出了一种融合稀疏的风洞试验数据和数值计算（CFD）数据的方法，通过较少的风洞测压试验数据获得高精度的压力分布。首先通过本征正交分解技术提取数值计算数据的压力分布低维特征（POD基函数），然后利用稀疏的试验测压数据，通过压缩感知算法获得基函数的坐标，最后将坐标转化到物理空间重构出压力分布。利用定常固定翼型变状态以及变几何变来流状态算例验证该方法的精度，重构结果均能精确匹配试验结果。该重构方法可在一定程度上解决空间受限稀疏观测条件下的分布载荷精细化重构难题。