再生冷却推力室准二维传热数值计算

为了提高液体火箭发动机传热计算精度,建立了再生冷却推力室准二维传热计算的通用方法。冷却通道内考虑了冷却剂层间导热导致的温度分层效应,燃气侧对流换热既可采用传统Bartz公式,又可直接求解边界层控制方程得到热流密度,最终基于MATLAB开发完成了通用的再生冷却推力室准二维传热程序。利用该程序对某氢氧发动机进行了传热计算,并与一维传热程序和三维CFD传热计算结果进行了对比,结果表明：准二维传热计算方法可以计算出冷却通道内温度分层情况,冷却剂温升、流阻计算值与热试数据吻合较好,误差在10%以内,优于一维传热结果,验证了计算方法的有效性;直接求解边界层控制方程得到的热流密度与三维计算结果吻合较好;准二维传热计算时间短,效率高。     

基于深度学习的日间逐小时地表PM2.5浓度反演

以长三角地区作为研究区域,提出了使用深度学习算法来实现主被动遥感数据结合反演地表PM2.5浓度的方法。基于MPL观测数据,使用雾霾层高度(HLH)替换了边界层高度(BLH)特征,对已有的基于气溶胶光学厚度(AOD)结合大气BLH来反演PM2.5浓度的算法进行了改进。为提高数据覆盖率,对研究区域内的MAIAC AOD进行了填补与评估。利用多种机器学习算法实现了日间逐小时的PM2.5浓度估算,模型验证相关性最高可达0.87。该方法能够为观测气候变化、应对大气污染提供有效帮助。     

螺旋爆轰内部胞格结构实验探索

为研究螺旋爆轰胞格结构,选取预混气C2H2+2.5O2+85%Ar、C2H2+2.5O2+70%Ar与C2H2+5N2O在光滑管中进行爆轰实验,使用烟膜记录管道侧壁与端面胞格结构。编写MATLAB程序处理烟膜记录,比较侧壁横波间距、端面胞格直径平均值,以及相邻端面胞格中心点距离平均值与标准差。其中,侧壁横波间距明显大于管壁附近端面胞格直径平均值。另外,相较于稳定气,不稳定气近管壁与近管轴区域的端面胞格直径差异更大,不同压力下预混气C2H2+5N2O近管壁与近管轴区域的端面胞格直径差异分别为47.91 %、59.64 %、40.42 % 与37.21 %。为进一步探索爆轰波内部结构,使用CH4+2O2在5 mm、15 mm与25 mm宽度的环形管进行实验,对比侧壁及端面烟膜结果可观测到内部螺旋横波旋转方式。相对环管宽度而言,初始压力是胞格尺寸的主要影响参数,而整体上外侧壁胞格尺寸稍大于内侧壁胞格尺寸。     

分布式动力系统尾缘射流与边界层抽吸的数值分析

为研究带有边界层抽吸的分布式动力系统尾缘射流对机身气动性能及推进效率的影响,将机身简化为二维翼型,并加入尾缘射流及边界层抽吸的作用,利用数值模拟的手段来研究来流攻角、射流偏转角、边界层抽吸对推进效率及气动性能的影响,为分布式动力系统的设计与应用提供初步的建议.结果表明在中、小来流攻角(2°及0.6°)的情况下尾缘射流及边界层抽吸能够提高升阻比,推进效率可超过80%;而在大来流攻角(4°)情况下射流偏转角增大使翼型的阻力大幅上升,对气动性能和推进效率产生极为不利的影响.      

基于放大因子与Spalart-Allmaras湍流模型的转捩预测

为了验证放大因子输运方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型耦合对转捩现象的模拟精度,选取Schubauer and Klebanoff(S-K)平板、S809低速翼型、30p30n多段翼型以及复杂的三维HiLiftPW-1构型进行自由转捩计算,并将计算结果与实验进行比较分析,其中针对S809算例,还与Langtry-Menter(L-M)转捩模型进行了比较.算例结果表明:放大因子输运方程与S-A湍流模型的耦合能够较好的捕捉转捩位置以及转捩发展过程,对分离泡诱导的转捩的模拟相比L-M转捩模型更精确,转捩位置的捕捉精度提升了10%;对比实验,多段翼转捩位置的捕捉误差最大为6.5%;针对三维高升力增升构型,以实验作为参考,全湍流计算与考虑边界层转捩的对比显示考虑边界层转捩能够更加精确的模拟气动力系数,升力和表面摩擦阻力系数的模拟精度精度提升1%.      

电磁控制涡激振荡的实验研究

利用电介质溶液中圆柱体侧表面附近分布的电磁场产生电磁力可有效改变流体边界层及尾涡结构。本文以减振为目标,对电磁力控制涡激振荡进行了实验研究。实验在转动水槽中进行,通过吊杆将装有电磁激活板的圆柱插在槽内液体中。吊杆上的应变片用于测试圆柱的升力,注入适当的染料用来显示流场。结果表明:对称电磁力作用下,脱体涡被抑制,从而使升力的振荡受到有效抑制,进而抑制圆柱的振动,双排方向相反的涡变为单排正负交错的涡。当电磁力足够大时,圆柱的振荡被完全消除,流场达到定常。     

超声速复杂流动中湍流模型的性能评估

对8°,16°,20°,24°超声速二维压缩拐角进行了数值模拟,系统评估了SA(Spalart-Allmaras), k-ω, SST(Shear Stress Transport)3种工程常用湍流模型对激波/边界层干扰复杂流动的模拟适用能力.对于"弱"干扰、小分离,工程常用湍流模型能够较准确地预测其压力、摩擦力、热流分布,而对于"强"干扰、大分离则会造成较大的偏差.同时,随着分离区的增大,各湍流模型的适用性能差别更加明显,数值方法也有一定的影响.      

基于边界层转捩的高超声速进气道特性研究

为了探索边界层非强迫转捩对进气道性能的影响,采用数值计算的方法开展了边界层转捩对轴对称混压式高超声速进气道流场特性的研究。研究表明:随着进气道中心锥锥尖钝化半径增大,边界层转捩先推迟。当锥尖钝度大到一定程度时,边界层转捩位置前移。随着钝化半径进一步增大,边界层转捩再次推迟,转捩位置逐渐后移。来流湍流度越大,边界层越不稳定,边界层转捩越易发生。与湍流边界层相比,考虑边界层转捩时进气道的总压恢复系数及流量系数较高、热载荷及阻力系数较小,Ma=6.5时喉道处总压恢复系数最高上升17.3%,进气道阻力最大下降17.4%。边界层转捩对壁面热流密度分布影响较大,但对壁面压力分布影响较小。钝化影响进气道的自起动性能,随着钝化半径增大,自起动马赫数升高,而边界层转捩对进气道自起动性能影响较小。     

低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量

低雷诺数工作条件下涡轮流场特征及其控制设计,是航空发动机低压涡轮部件设计的难点和重点。针对低雷诺数涡轮叶栅流场开展了实验研究工作,利用油流显示、表面静压、边界层压力探针等测量手段研究了涡轮叶片边界层的分离和转捩。结果表明雷诺数降低导致了流动损失的增大,且存在一个临界雷诺数。当雷诺数小于临界雷诺数时,发生在吸力面的流动分离是开式的层流分离泡,不会再附与叶片;当雷诺数大于临界雷诺数时,分离流会在尾缘前重新附着于叶片吸力面,形成闭式分离泡。随着雷诺数的减小,出口尾迹变宽,出口流动损失、出口速度亏损和出口气流角偏离增大,尾迹中心向吸力面方向移动。     

超声速二元混压进气道边界层吸除方案设计与试验

应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带边界层吸除装置的超声速二元混压式进气道,并进行了风洞试验.研究表明,在进气道喉道前端进行合理流量的边界层吸除可以明显提高进气道的总压恢复系数,增强进气道稳定工作能力.由试验数据可知,在Ma=3.0时,进气道临界总压恢复系数可达0.6附近.试验结果还表明,进气道在侧滑角β=4°时,仍然具有较高的总压恢复系数.