双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟

对双喉道推力矢量喷管的流动特性和气动性能进行了数值模拟研究,分析了在有无推力矢量情况下,双喉道喷管的主流落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)和二次流流量对喷管的气动性能与内部流动特性的影响。研究结果表明,在无推力矢量状态下,双喉道喷管在落压比NPR=3.0~4.0之间具有最优的推力系数和流量系数,分别为0.974和0.935。在有推力矢量状态下,双喉道喷管在NPR=4.0时具有最优的推力矢量角和推力系数,其推力矢量角最高为16.1°。当二次流流量为4时,推力矢量角为14.6°,推力系数为0.95。随着二次流流量的增加,双喉道喷管的推力矢量角逐渐增加,但是当增加到一定值之后,推力矢量角会逐渐减小。在相同的二次流流量下,随着主喷管落压比的增加,推力矢量角和推力矢量效率逐渐降低。随着主喷管落压比的增加,双喉道喷管的推力系数逐渐升高,在NPR=4.0达到最大值后逐渐降低。流量系数随着主喷管落压比的增加逐渐增大,但是在NPR=4.0以后,流量系数的变化趋于稳定。     

某组合发动机进气道抽吸作用分析

对某组合发动机进气道设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟。研究了不同位置抽吸对进气道流场及性能的影响,研究结果表明,外压部分抽吸能在较小的抽吸流量下有效改善进气道的起动性能和气动性能,而又不改变进气道的内通道特性;内通道抽吸均化了喉道出口流场,提高了总压恢复系数,但减弱了压缩程度,造成压比、温升比较大幅度地下降,喉道出口马赫数增加,且抽吸流量越大,压比、温升比的降幅和喉道出口马赫数的升幅越大。     

一种Ma0~4TBCC进气道气动设计及性能分析

从TBCC推进系统总体性能需求出发,给出了TBCC进气道捕获面积以及模态转换马赫数确定过程。在此基础上开展基于平动式模态转换装置的马赫数0~4内并联TBCC进气道气动方案设计,给出了进气道单自由度几何调节机构方案及其几何调节规律。通过对涡轮通道典型几何参数的规律化研究,结果表明:方转圆段几何长度、中心点y_m值以及面积变化规律对进气道出口总压恢复系数及马赫数影响较小,对进气道出口流场的均匀度影响较大;就研究的进气道而言,选取方转圆段几何长度为3m,中心控制点y_m=1.5,沿程截面面积变化规律为"先急后缓"的设计较为适宜;Ma=4.0时,设计的TBCC变几何进气道总压恢复系数为0.45,Ma=2.2时,总压恢复系数和畸变分别为0.79和0.15。     

多管脉冲爆震发动机共用喷管特性的数值模拟

基于有限速率基元化学反应模型和二维迎风型TVD格式的数值模拟方法,研究了3种不同形式的共用喷管设计对多管PDE非定常流动的影响,化学反应模型采用H2/O2/N2的11组分23步反应.数值研究的结果表明:共用喷管对多管PDE中流场产生了重要影响;单管点火的情况下,爆震波传播过程中由于喷管内表面作用产生的反射激波回传有利于旁通爆震管的起爆,喷管可以改变点火爆震管封闭端的压力变化历程,收敛扩张喷管的多管PDE封闭端的压力高于收敛喷管和扩张喷管;共用喷管使得各个爆震管的起爆和运转过程中存在相互影响,设计合理的共用喷管对优化多管PDE的性能和保证PDE协调工作具有重要作用.     

发动机三喷管流场和红外辐射特征数值研究

对火箭发动机三喷管喷流场和红外辐射特性进行了数值模拟,得到了三股燃气射流在射流起始段互相作用而产生的复杂流场特征。当射流喷出后,由于压力高于背压,气流发生膨胀,射流边界向内收缩,同时会产生压缩波以抑制因压力降低而产生过膨胀现象的出现;压缩波扩展并增强为激波,随下游距离增加,膨胀波及压缩波区的尺寸和波强不断削弱。一旦射流发展至下游26倍助推级发动机排气喷管直径处,三股射流将合并成为一股射流而继续发展。三喷管排气喷流的红外辐射强度空间分布与单喷管喷流的红外辐射空间分布基本一致,但三喷管的排气喷流和内腔的总体红外辐射在水平面和铅垂面上的空间分布存在显著的差异。     

2m×2m超声速风洞全挠性壁喷管气动设计及动态调试结果分析

中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术.喷管总长18m,具有马赫数1.5~4.0的十多个型面,每个型面通过24对撑杆的伸缩实施成型.该喷管的气动设计采用了具有连续曲率的Sivells设计方法,并用Maxwell方法对其进行了边界层修正.该喷管采用实验影响法进行了喷管型面的动态调试,个别型面还采用了二次修正.调试结果显示,在各设计马赫数下,试验段模型区流场指标均优于GJB先进指标,表明该喷管的气动设计是成功的.     

一种新型直筒-锥段型钢结构冷却塔气动性能的LES数值分析

作为一种外形新颖的典型风敏感结构,直筒-锥段型钢结构冷却塔表面风荷载随机分布特性亟待研究。以国内拟建最高的某新型直筒-锥段型钢结构冷却塔(塔高189 m)为例,采用大涡模拟(Large eddy simulation,LES)方法对其进行风场数值模拟,获取了直筒和锥段两部分结构的外表面三维气动力时程。将平均和脉动风压系数分别与相关规范及国内外冷却塔实测及风洞试验结果进行对比,验证了数值模拟方法的有效性。进而提炼出此类直筒-锥段型钢结构冷却塔外表面平均、脉动和极值风荷载以及阻力系数等气动参数分布规律。最终给出了此类新型的直筒-锥段型钢结构冷却塔结构平均和极值风压估算公式及其分布曲线。     

椭圆喷管设计与数值模拟

提出了一种椭圆喷管的设计思路,并对椭圆喷管流场与矩形喷管流场进行了对比分析。通过数值计算表明,在相同的驻室参数、相同的长度和出口面积条件下,椭圆喷管出口马赫数略高于矩形喷管。湍流和高温真实气体效应均降低了喷管的有效面积比,改变了喷管流场的膨胀波系,通过选择合适的喷管出口位置可以获得较好的试验均匀区。椭圆喷管作为高超声速风洞特种试验装置,可以有效利用加热器的能量,提高设备的参数模拟能力,可适用于大尺寸扁平状前缘、舵、翼等模型的防热试验和大宽高比的冲压发动机试验研究。     

高宽比为5的悬臂正方形棱柱气动力特性

通过风洞实验研究了一端固定于壁面、另一端为自由端的三维正方形棱柱气动力特性。实验中模型宽度 d =200mm,高宽比为5,来流风速为U ∞=13m/s。基于U ∞与 d 的雷诺数Re d =1.73×105。研究发现,三维方形棱柱时均阻力系数(CD )与升力系数根方差值(C′L )都明显小于二维方柱的对应值,且三维方形棱柱的涡脱落频率也相对较低。三维方柱绕流与气动力存在2种典型状态:一种是类似卡门涡街的展向涡交替脱离状态,此时柱体阻力较大,且升力出现大幅周期性波动;另一种是展向涡呈准对称状态脱落,此时阻力较小,而升力无明显周期性波动。第一种状态所对应的 C′L 明显大于第二种状态的对应值,在柱体下半部分前者 C′L 为后者2倍左右,2者差异随着向自由端的靠近而逐渐减小。此外,当第一种状态发生时,有限长棱柱气动力的展向相关性也明显强于第二种状态。上述2种典型状态交替随机出现,使有限长棱柱气动力具有明显的非平稳特性。     

轴对称短化喷管型面设计及流动分析

对最短长度喷管(MLN)设计方法进行了改进和优化,在喷管喉部扩张段实现了光滑过渡,采用特征线方法设计轴对称短化喷管型面。采用高阶、高分辨率WENO格式对设计的喷管进行流场数值模拟,结果表明:短长度喷管和喉部加圆弧过渡的短化喷管出口流场均匀,能够达到设计要求,经过圆弧过渡的喷管型面出口流场品质更好。     

连续式跨声速风洞轴流压缩机气动设计与低噪声设计

连续式跨声速风洞是采用轴流压缩机驱动的、可持续运行的变密度回流式风洞.一方面,此类风洞具有运行工况范围宽的典型特征,驱动风洞主回路气流的轴流压缩机需要具备在宽工况范围稳定高效运行的能力;另一方面,良好的风洞试验段动态流场品质要求轴流压缩机进出口气流噪声不高于140 dB.宽工况范围的高效稳定运行要求和低噪声设计要求给连...     

Taylor-Couette流场特性的PIV测量及数值模拟

采用粒子成像速度场仪(PIV)和数值模拟(CFD)对Taylor-Couette 流场进行测量,获得各转速下涡流场信息。将同等条件下PIV测量结果与数值模拟结果相联系,对比分析不同旋转雷诺数范围内涡流场中不同径线和中轴线上各向速度的变化特征。结果表明,各种特征存在一定的转速分段范围:在2~7r/min(Re为100~350)时,各向速度特征为层流涡特性,在7~40r/min(Re为350~2000)时,各向速度特征为波状涡特性,在40~60r/min (Re为2000~3000)时,各向速度特征为调制波状涡特性,当转速大于60r/min(Re大于3000)时,各向速度特征为湍流涡特性。根据不同角度获得的各向速度特征对应的内筒转速、旋转雷诺数与流场涡形态的关系,明确分析出特定几何条件下,泰勒涡发生形态转变的旋转雷诺数,以便于深入探究泰勒涡流场的特性,定量分析涡运动形态特征。     

基于ADAMS风洞柔壁喷管动力学仿真分析

基于刚柔耦合动力学理论,联合ADAMS和PATRAN/NASTRAN软件,对风洞柔壁喷管进行了动力学仿真,同时运用NASTRAN软件有限元分析了柔壁部件的非线性变形.比较两种计算结果发现,忽略柔壁变形的非线性,动力学仿真会存在较大误差.为此,采用分段线性化的方法,计入柔壁的非线性变形,改进柔壁喷管的动力学仿真模型.结果表明:改进后的动力学仿真准确度较高,可应用于柔壁喷管运动控制设计.最后,进一步分析了推杆驱动位移对柔壁结构强度的影响关系,为合理控制推杆驱动,确保柔壁无损伤提供必要的理论依据.     

爆炸冲击载荷作用下板壳结构数值仿真分析

主要针对爆炸冲击载荷作用下板壳结构的试验破坏问题,利用LS-DYNA有限元分析软件,采用非线性动力学分析计算方法,考虑材料非线性和结构非线性等因素,模拟分析了板壳结构在接触爆炸冲击载荷作用下的动态响应。计算分析结果与试验结果相吻合,利用有限元分析方法能很方便解释试验过程和现象,为试验分析提供有效依据。     

大型暂冲式风洞调压阀设计与特性实验

暂冲式风洞依靠上游的压力调节阀控制风洞运行压力,调压阀的压力调节性能和精度决定了风洞的压力控制精度.环状缝隙型式的调压阀可获得线性或近似线性的调节特性,且具有阀后气流对称性好、调节范围宽、阀芯移动过程中阻力变化均匀等优点,适合用于风洞调压.为了进一步增大调压阀的流通能力,可采取双阀并联调压的方式.给出了某大型暂冲式风洞主调压阀的型面设计方法和性能预测,并给出了性能实测结果.介绍了环状缝隙调压阀的调压型面的工程计算方法、压力调节性能曲线计算方法,最后给出了调压阀实测性能结果.测试结果表明:大型环状缝隙调压阀性能实测结果与理论预测吻合良好,为了匹配大流量下的压力调节要求,采取双阀并联调节的方式可提高风洞运行截止压力,方法可行.     

折叠翼机构展开动力学仿真及优化

运用ADAMS软件建立了折叠翼机构的展开动力学模型,分析了折叠翼展开过程的动力学性能,探讨了机构各参数对展开时间和冲击过载的影响。结构参数化后进行了设计研究,并以冲击过载最小为优化条件进行了结构的优化设计。最后,对折叠翼的二次减震进行了初步探讨。     

嵌套网格粘性流动数值模拟用于风洞洞壁干扰研究

运用嵌套网格技术和Navier Stokes数值模拟对机翼半模和翼身组合体试验时风洞的四壁干扰进行综合模拟、评估和修正。计算格式在空间上采用中心有限体积离散 ,在时间上采用多步Runge Kutta时间步长格式进行积分。计算结果证明了该方法的可行性和优越性。