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811.
从加权紧致非线性(WCNS)高精度有限差分格式出发,在其重构形式的基础上,根据边界变差最小(BVD)原理,遵循单元边界两侧重构物理量值之差最小的准则,在每个单元内通过两步空间重构,构造了一种新的高精度有限差分格式。一般对WCNS等加权非线性格式的改进都是基于改善色散耗散特性、优化非线性权、提高分辨率等单一途径,将它们作为重构候补函数进行结合,既保持了各自优势所在,又能控制格式整体黏性,所得格式具有丰富的应用场景。通过数值实验,将结果与单一格式进行对比,新格式既能在流场光滑区保证设计的精度,对激波等间断附近的振荡也有很好的抑制作用,提高了对高波数区的分辨率,而且在长时间计算后也有较为精确的结果。面向广泛发展的数值格式,还可以构造出其他新方法,对包含强间断和多尺度的流动问题可以获得更好的结果。 相似文献
812.
作为冲压发动机的进气装置,进气道是发动机的关键核心构件,也是一种复杂异形薄壁钛合金构件,成形难度非常大。以TA15钛合金粉末为原材料,利用热等静压近净成形技术在国际上首次研制成功进气道,实现了整体结构的一次成形,并成功通过飞行考核。从进气道本体取样,测试了不同位置的组织,结果表明:热等静压TA15钛合金不同位置组织均匀性好,主要以板条状或片层状α相为主,在粉末颗粒边界大应变带周围分布着等轴α相,相间分布少量的细小β相。测试了材料各项性能,其平均室温抗拉强度、屈服强度、伸长率、断面收缩率、500℃抗拉强度、断裂韧性和冲击韧性分别为995MPa、924MPa、18.2%、43%、673MPa、90.6MPa·m1/2和51.4J/cm2 ,各项性能数据均达到了GJB2744A-2007中规定的TA15钛合金锻件的水平,综合性能良好。 相似文献
813.
为研究火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)进气道隔离段内激波串传播规律,利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下总收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了总收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明:在承受额定反压作用下,进气道总收缩比存在临界值,在临界值下提高总收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高总收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受总收缩比变化的影响。此外,提高总收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。 相似文献
815.
采用虚拟体法数值模拟了平面单圆柱绕流强迫振动,以及空间垂直交叉双圆柱绕流下游圆柱强迫振动流场。验证了单圆柱强迫振动中的锁定状态以及相位突变现象,从而证实了该数值方法模拟振动流场的可靠性。研究了在雷诺数Re=150、间距为5倍圆柱直径、下游圆柱按正弦曲线振动时,对尾流场的影响。下游圆柱两端尾流场在振动的作用下,涡的横向间距增大,而中心尾流场由于受上游圆柱尾流的影响而保持原先的状态。下游圆柱在锁定区的振动使尾流场变得稳定,表现在流向二次涡结构的减少,以及尾流场的速度场频谱趋向单一化。 相似文献
816.
817.
为了提高发动机高压涡轮盘瞬态温度场的分析精度,提出利用试车过程中旋转部件过渡态壁温测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法。引入自适应模拟退火(ASA)优化算法,将典型位置处温度计算值与测试数据之间的均方根误差最小为优化目标,建立了过渡态热分析计算模型优化方法,实现了高压涡轮盘瞬态热分析模型的自动优化。以高压涡轮盘实际历程下壁温测点数据为基准,开展瞬态热分析模型优化及验证。结果表明:优化后热分析模型的节点温度计算值随时间的变化曲线与实测温度变化趋势吻合良好,且在全时间域内高压涡轮盘典型位置处瞬态计算壁温与测试值的平均偏差为11 K,最大偏差为15 K,满足工程计算的精度要求。算例表明高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法在提升温度场修正计算效率的同时具备较高的计算精度。 相似文献
818.
819.
为了研究水气比对以液态水为喷射工质的射流预冷喷射特性的影响,选取了适合的计算和求解方法,建立了研究射流预冷喷水特性计算的数学模型。采用该模型对喷射腔室中的三维两相流场进行了数值计算,并通过与已有的试验结果进行了对比,最大相对误差不超过3%,验证了模型的正确性。最后对水气比对于喷射特性的影响进行了数值模拟,并计算得到了完全蒸发距离,其中水气比0.03时的完全蒸发距离为10倍喷水腔室内径,结果表明,随着水气比的增加,出口截面的液态水蒸发量上升,蒸发率和截面平均总温下降,完全蒸发距离增加。 相似文献
820.
为了给先进旋涡燃烧技术实际应用提供理论依据,采用实验和数值模拟相结合方法,对环形先进旋涡燃烧室流动和燃烧特性开展研究。首先采用粒子图像测速技术,对三对钝体布置先进旋涡燃烧室,进行冷态流动特性实验。在此基础上,对燃氢螺旋布置18对钝体的环形先进旋涡燃烧室的燃烧特性,开展了数值模拟。结果表明:(1)有后钝体存在,可以抑制气流在前钝体后面形成旋涡脱落,从而减小了流通气流的流动阻力;(2)在凹腔喷射气流的作用下,相对于无喷射条件下凹腔内形成的旋涡结构拉长,而且占据了整个凹腔;(3)随着主气流当量比增加,流经环形AVC气流在前、后钝体间的凹腔内的旋涡结构更加趋于对称,出口平均温度、燃烧效率、NOx质量分数和总压损失系数也增大,出口温度分布系数减小。(4)喷射角在45°范围内,随着喷射角的增加,燃烧效率和出口平均温度增加,NOx质量分数、总压损失系数和出口温度分布系数减小。 相似文献