旋转通道一维非定常计算模型

采用特征线法,对航空发动机二次空气系统的旋转通道结构一维非定常流动及换热的计算模型进行了研究,通过将广义的定截面、有摩擦、考虑对外热交换的旋转通道可压缩非定常流动偏微分方程组转换为常微分方程组,考虑旋转离心力,并采用Colebrook White方程定义其阻力特性,进而获得旋转通道内部沿流动方向压力、质量流量、温度等系统参数的特征线数值解,采用商业软件Fluent对其进行验证.结果表明:特征线法利用压力波传播方式对旋转通道进行求解,能够直观地描述旋转通道一维非定常流动及换热特性,计算误差不超过5%,可以作为二次空气系统旋转通道一维非定常计算研究的有效手段.      

应用特征线法求解航空发动机瞬态空气系统

用特征线法求解瞬态航空发动机空气系统的连续方程和动量方程,单独迭代求解能量方程.计算了空气系统内流体的压力、质量流量、温度随时间的变化规律.结果表明内部节点的压力、质量流量以相近的趋势随进口压力变化,但有相应的延迟,延迟时间约为0.01s,温度随边界温度变化而变化.将准静态结果与软件Flowmaster的模拟结果对比,吻合很好,压力最大相对误差为0.051%.      

基于蒙特卡罗法的航空发动机稳态空气系统网络计算

为了解决目前稳态空气系统算法在求解复杂网络时不容易获得收敛解的问题,将航空发动机稳态空气系统简化为由节点和元件组成的网络,借助概率思想计算连续性方程和能量方程,建立相应的随机游动模型,运用蒙特卡罗方法求解各节点的压力,再根据流量与元件两端压力的关系,计算流经各元件的流体流量。将计算得到的不同工况下航空发动机稳态空气系统内部节点的压力和流量值,与flowmaster计算结果进行比较,二者吻合较好,压力最大偏差为0.628%。蒙特卡罗方法与网络法相比,优势在于计算简便,且不会出现无法求解复杂空气系统网络的情况。     

二次空气系统盘腔一维非定常计算方法

通过对盘腔结构的一维算法展开研究,提出适用于具有非标准结构、包含多个进出口的复杂盘腔的一维建模规则,并采用特征线法,实现盘腔结构的一维非定常流动与换热的计算,通过将广义的变截面、有摩擦、考虑对外热交换的盘腔一维可压缩非定常流动与换热的偏微分方程组转换为常微分方程组,进而获得盘腔内部沿流动方向压力、流量、温度等系统参数的特征线数值解,采用商业计算流体软件CFX对其进行验证.结果表明:所提出的盘腔建模与计算规则能够直观且准确地描述盘腔一维非定常流动及换热特征,仿真结果与CFX计算结果最大偏差约为9.4%,可应用于具有非标准结构的多接口复杂盘腔的模拟,可以作为二次空气系统盘腔结构一维非定常计算研究的有效手段.      

航空发动机高压旋转涡轮盘腔流动与换热

在同模型实验参数范围内，且数值解和实验解基本吻合的前提下，对发动机原型参数进行数值模拟，求解了旋转系下流体流动与换热微分方程组，通过对气体域和固体域进行共扼计算，并将动量方程与能量方程福合求解。结果表明利用低参数下实验数据支持的数值计算程序对真实参数的模拟是合理的，对于复杂的非线性现象，数值外推法比传统实验外推更加准确。     

跨音速机翼结构动力响应的计算研究

通过交替求解流体运动方程和结构动力方程来计算时域内二维机翼的结构动力响应,并研究了结构参数对系统稳定性的影响,使用控制中的相平面图对计算结果进行分析,来判断系统的结构稳定性。计算中流体运动方程采用二维非定常Ｅｕｌｅｒ方程,并用Ｊａｍｅｓｏｎ提出的有限体积方案,四步Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ时间推进求解;结构模型采用二自由度ＰＡＰ模型。经分析,计算结果合理。     

火箭贮箱增压系统起动关闭过程压力冲击计算

为研究火箭贮箱增压系统起动、关闭瞬变过程中压力冲击的产生过程和传播规律,采用可应用于多种气体计算的拉格朗日坐标下的一维非定常气体运动方程有限差分格式求解管路流动,管路元件由反映其动态过程的常微分方程数值求解,气体摩擦损失使用准稳态公式计算.采用B-B(Beattie-Bridgeman)方程描述真实气体热力学关系.对某增压系统模型起动、关闭中包括压力冲击在内的动态过程进行了计算.计算表明:起动过程中,压力冲击变化大,压力振荡周期短、频率高、衰减迅速;关闭过程中,压力冲击变化小,压力振荡周期长、频率低、衰减缓慢.两种过程中都出现了高于气瓶增压压力的冲击压力峰值.数学模型和方法在火箭贮箱增压系统瞬变过程的计算中显示了较好的有效性.      

激光与空气作用过程中辐射能量损失的研究

激光与空气相互过程中,与辐射相关的各种过程起着特别重要的作用。研究了高温气体辐射对气体流体力学过程的影响。辐射能量密度和压力对气体状态和运动的影响完全可以忽略不计,而流场的辐射能量损失不能忽略。利用光线追踪法,运用辐射输运方程,根据光线在网格中的传播路径,计算空气吸收的激光能量;根据网格厚度,确定辐射能量损失。数值求解含能量源项的流体控制方程,对激光击穿空气的等离子流场演化过程进行了模拟,得到了辐射能量损失随入射激光能量的变化规律。     

二维非定常跨音速时间线化积分方程的推导

1.引言 求解非定常跨音速流动的主要困难是非线性问题。对于微幅翼型振动问题(同时引起激波的微幅振动)可做时间线化简化处理,得到时间线化微分方程定解问题。时间线化积分方程是由时间线化微分方程推导出来的。     

非稳态流体网络方法在发动机空气冷却系统中的应用

将流体网络法与非稳态模拟方法相结合应用到发动机空气冷却系统沿程温度、压力、流量的非稳态特性预测中.本方法将空气系统简化为节点和元件组成的网络,节点和元件处建立守恒方程,针对传统解法的计算稳定性问题引入了压力修正和积分方法相结合的求解方法.程序应用到可参考对照的模型中得到验证.验证后的程序被应用到发动机轴部冷却通道空气系统非稳态特性预测中.      

有冷气掺混的涡轮气动设计计算方法

本文介绍的设计计算方法 ,直接计入质量和能量掺混 ,但间接计入动量掺混影响。计算程序可以计及涡轮进口沿径总温、总压不均匀的影响、叶片冷却型式不同的影响以及各计算节点的比热和气体常数不同的影响。叶列损失按给出的损失模型迭代求解。在轴向间隙站对混气采用流线曲率法求解径向平衡方程。本计算程序可以用于多级气冷涡轮设计     

配置点谱方法求解非均匀介质内辐射传热问题

发动机内的燃气等高温介质随着组分和浓度的变化，会引起折射率在空间上的非均匀分布，从而导致辐射能束沿着曲线传播，其相应的辐射传热过程也更为复杂。为了避免射线追踪方法的复杂计算、提高计算效率，本文提出了配置点谱方法求解二维非均匀介质内辐射传热问题。在求解过程中，角向采用离散坐标法处理，空间采用配置点谱方法处理。通过将三种非均匀介质内辐射传热问题的配置点谱方法结果与文献结果进行对比分析，发现配置点谱方法可以在较少的节点数下，获得准确、有效地计算结果。并且，采用配置点谱方法求解三种算例的计算时间均消耗较少，均在20分钟以内。这将为进一步开展发动机复杂结构内高温燃气辐射快速仿真提供基础。     

跨声风扇周向畸变流动的谐波平衡法计算

研究了采用"相位延迟"边界条件的谐波平衡法用于周向进气畸变计算的可行性及其计算效率,考虑了进气总压畸变形式为正弦波和方波的两种情况。对于正弦波形式的进气总压畸变采用较少阶数的谐波计算就可得到和双时间推进法相近的计算结果,计算速度最大可以提高48倍。对于方波形式的进气畸变,则需要采用更多阶数的谐波计算才能还原得到较准确的非定常流场,计算速度提高了7倍。算例表明,谐波平衡法可以有效的应用于跨声风扇周向进气畸变的非定常计算中,同时大幅提高计算速度。     

月球探测器发动机羽流辐射热流计算

火箭发动机羽流的辐射的计算需要求解气体介质的辐射传递方程(RTE).计算模型中基于单线组(SLG)模型考虑气体组分的光谱特性,并采用离散传递法(DTM)求解RTE,对波长积分得到辐射热流密度.通过对圆柱高温CO₂气团辐射热流计算来验证计算程序,然后在流场计算的基础上,计算了月球探测器主发动机和姿控发动机羽流对各部位和仪器的辐射热流密度,根据对不同工况计算结果的分析为探测器的设计提供参考.      

基于面元-黏性涡粒子混合法的风力机风轮气动计算

为了快速准确地预估大型风力机风轮的气动性能,建立了一种基于面元-黏性涡粒子混合(HPVP)法的风力机风轮气动性能计算方法,自主编制了相应的计算程序.以model experiments in controlled conditions(MEXICO)风轮为算例,将计算结果与实验数据、CFD方法进行了比较.结果表明:HPVP法可准确计算主要工作区的叶片压力分布.相比于CFD方法,在流动分离较小时,HPVP法可以快速获得与CFD方法精度相当的结果,但计算时间仅需要CFD方法的千分之一.除能够给出叶片压力分布外,HPVP法还能给出风力机风轮流场的其他流动细节.      

基于笛卡尔网格的非定常气动力计算

在非结构自适应笛卡尔网格基础上构建了一种基于笛卡尔动网格的非定常气动力计算方法。为了适应非定常流场对网格品质要求较高的特点,网格生成采用了基于几何外形、模型表面曲率为基础的自适应生成及加密方法。采用显格式龙格库塔推进方法和中心格式空间离散的有限体积法对NACA0012翼型,三维机翼的跨音速刚性振动进行了数值模拟。对伪时间收敛精度控制,真实时间步长对结果的影响进行了讨论。将计算结果与试验数据进行了比较,得到了良好的效果。     

非稳态流体网络模拟新方法及其应用

推导了一种新的非稳态流体网络模拟方法应用到流体系统沿程温度、压力、流量的非稳态特性预测中.本方法将流体系统简化为节点和元件组成的网络,节点和元件处建立守恒方程,应用压力修正和微积分方法相结合的综合方法进行模拟.程序应用到NASA的推进剂压缩模型中,并与经验关联式和NASA的程序模拟结果进行了对照,结果吻合地较好,证明了程序的可行性,验证后的程序被应用到航空发动机冷却流路模拟中.      

突然起动圆柱的非定常绕流计算

本文用分区方法定量模拟高Re数情况下突然起动圆柱的初期对称流动。绕圆柱的二维不可压流场可分为无粘区、附着粘性区和分离区。无粘区有解析解，用非定常层流边界层方程解附着粘性区，用离散涡方法处理随时间变化的分离区。试用了混合的Rankine和Lamb涡模型及二次离散涡。给出了Re=300、9500两个算例，基本符合有关实验结果。