有无叶顶冷却涡轮叶栅气热性能的旋转效应研究

射流预冷技术可以有效降低进气温度并提高航空发动机的性能。为探究该技术在高空环境下对流场问题的影响,采用径向均匀射流方案,模拟高空条件,结合水滴的蒸发过程以及气液两相的耦合作用对预冷段射流喷水的情形进行数值计算。结果表明,径向喷射方案能够有效降低进气温度,在各个工况中,温降系数约为8%~26.7%;在高温工况中提高喷水量可以有效提高温降效果,工况6的喷水量和工作温度都是最大的,温降系数和蒸发效率分别达到了最高值的26.7%和73.9%;预冷段的压降损失和出口流场均匀度取决于来流马赫数和喷水量,高马赫数和较大的喷水量都会加剧压损与流场的紊乱程度,由于工况6的高射流量和气流马赫数,其在喷水装置处的压降系数达到了最大值的5.8%。     

脉冲射流强化喷流混合的数值模拟

采用高振幅低流量射流射入亚音剪切层以强化喷流混合,对利用脉冲射流强化喷流混合的流场进行了数值模拟.利用有限体积法和重整化群(RNG)k-ε湍流模型求解N-S方程.分别进行了低亚音马赫数及中等亚音马赫数喷流混合的数值模拟.数值模拟结果显示,无论是对于低亚音速热喷流还是中等亚音速热喷流,脉冲激励引起喷流在与激励源平行的平面迅速扩展,在与之垂直的平面收缩,当脉冲射流激励的斯德鲁哈尔数在0.2时,可以得到较好混合,而且少量的射流流量(占主流流量的1%)可以极大地增加速度及温度的衰减率,随着流量的增加(占主流流量的3%),喷流混合得到进一步的加强.     

合成射流作用机理及其对共轴射流掺混的影响

对合成射流流场及其作用下的内、外涵共轴射流流场进行了二维非定常数值模拟, 研究了合成射流流场和共轴射流流场情况.结果表明,合成射流由一系列对称分布在中心线 2侧的旋涡对组成,频率与激振频率相同,对外场构成一扰动力;涡对自形成后向远处运移 速基本稳定;腔内和腔外涡对的形成及发展变化过程总体保持一致,在每时刻则呈现截然相 反的发展态势;中心线速度的降幅起伏变化分布是由激励器的激振变化引起的,体现了涡量 产生、发展变化的基本特征;合成射流激励器的采用可使共轴射流截面掺混率比未加激励时 得到增加,增强了共轴射流的掺混效果.      

静止可燃气热射流爆震起爆块结构自适应网格加密数值模拟

为了深入认识理解静止可燃气热射流爆震起爆的机理过程,采用块结构自适应网格加密方法的开源程序AMROC,进行二次开发,在LINUX系统中建立小型集群并行计算系统,应用于静止可燃气热射流爆震起爆过程高效精细数值模拟,并根据流场特性划分三个阶段进行分析。结果表明:对于一定条件下的热射流,静止可燃气中的热射流爆震起爆对壁面的依赖性很强,正是通过壁面的反射作用形成局部爆震燃烧;通过左壁面和上壁面的有效二次壁面反射,上壁面处的局部爆震燃烧进一步增强,强化的局部爆震燃烧逐渐向整个等直管道中传播;上壁面和下壁面的局部爆震燃烧同时形成之后,双三波点结构在管壁中来回碰撞碰,形成周期性的稳定爆震燃烧。     

水下超声速喷嘴起动/关机过程射流的动态不稳定性研究

为了研究水下超声速喷嘴出口燃气泡的发展及射流的动态不稳定机制,应用高速摄像的流场可视化方法,开展了水下欠膨胀超声速喷嘴起动和关机过程的冷流试验研究。试验结果表明:喷嘴起动初期高压气体喷出后很快建立起射流形态,没有出现间歇性断裂泡流形态;喷嘴起动阶段的射流动态不稳定特征仅出现在较低压比下的过膨胀状态,而关机阶段的超声速射流在较高压比下的欠膨胀状态即开始出现高度不稳定振荡,射流在欠膨胀到过膨胀的过渡阶段回击频率高达10Hz;起动与关机阶段动态不稳定性的差异与气/水之间相互作用过程有关,入口压力的持续升高有助于抑制射流边界的颈缩,而入口压力的降低过程则进一步加剧了水环境对射流边界的作用,射流表现出更高的不稳定性。     

冠齿喷嘴射流冲击平直靶面对流换热实验

利用红外热像仪测试了冠齿喷嘴射流冲击平直靶面的对流换热特性,在射流雷诺数为5 000~20 000、冲击间距比为1~8范围内,与普通圆管射流进行了对比,并对冠齿数和冠齿长度的影响进行了初步分析。研究结果表明,冠齿射流冲击对流换热显著高于圆形射流,在小冲击间距下,冠齿射流冲击的局部对流换热系数分布在冲击驻点附近呈现明显的梅花瓣状特征,当射流冲击间距比达到4以后,冠齿射流的局部对流换热系数分布则呈现出常规圆形射流冲击的特征;以2倍或4倍射流直径作为区域平均范围,冠齿射流的区域平均努塞尔数相对圆形射流的增加幅度在15%~30%之间,相对增加幅度与射流雷诺数和射流冲击间距比相关;在本文的冠齿结构参数范围内,冠齿伸出长径比为0.6的6-冠齿结构取得的射流冲击强化传热效果较优。     

低雷诺数下协同射流关键参数对翼型气动性能的影响

协同射流是一种高效的新型主动流动控制技术,至今缺乏关键参数对翼型气动性能影响规律的系统研究。通过引入螺旋桨激励盘模型,发展了一种新的协同射流翼型流动模拟方法,使得射流反作用力计算更符合实际。在低雷诺数条件下,以NACA6415为基准翼型开展了射流动量系数、开口尺寸和位置等关键参数对翼型气动性能的影响规律研究,并探讨了相应的物理机制。结果表明：大迎角分离流状态下,射流动量系数对翼型气动性能的影响规律比小迎角附着流状态更复杂;随着吹气口尺寸增加,气泵功率系数先减后增,有效升阻比先增后减;随着吸气口尺寸增加,气泵功率系数逐渐减小,有效升阻比先增加后趋于平稳;吹/吸气口位置对翼型气动性能和气泵功率系数的影响很小。     

低雷诺数下机翼气动特性研究及控制

高空长航时无人飞行器(HALE UAV)由于飞行环境空气稀薄、雷诺数低导致其气动性能恶化,如何通过流动控制改善机翼低雷诺数气动性能受到越来越多的关注。在低速风洞中通过测力、测压和边界层测试等试验技术开展了NACA 633-421直机翼模型气动特性试验和流动控制研究。天平测力结果表明:随雷诺数降低(Re<1.4×10⁵)机翼气动特性迅速恶化;最大升力系数损失严重,失速迎角急剧降低;分析翼面压力分布结果显示,机翼表面产生层流分离泡(LSB),其长度变化、位置前移和最终发生破裂的发展过程是导致机翼低雷诺数气动性能恶化的主要原因。采用合成微射流(Micro-SJ)对翼面层流分离泡进行流动控制,失速迎角推迟了11°,机翼最大升力系数由0.59提升至1.10,最大升阻比增加了13.6%。合成微射流控制具有选频特性,驱动频率f=200~400 Hz的合成微射流控制效果最佳,更易促进分离剪切层提前转捩,形成湍流再附,使得层流分离泡长度缩短。     

低雷诺数下横流-射流中剪切涡的试验研究

为深入分析横流-射流(JICF)的流动特性及其中的复杂涡系结构,从流动机理上研究燃机叶片气膜冷却,揭示高温燃气流与冷却流的掺混机理,本文对横向流中单孔射流所形成的剪切涡开展了试验研究。主要研究了速度比、雷诺数及射流角对JICF所形成剪切涡的影响。结果表明:速度比、雷诺数以及射流角会改变主流与射流之间的掺混程度,从而改变射流轨迹的曲率、高度及垂向渗透能力,最终改变剪切涡的特性;迎风涡与背风涡分别是由射流边界层涡与主流边界层涡形成的,当主流边界层涡强度大于射流边界层涡时,背风涡是流场的主导结构,反之,迎风涡将成为流场的主要涡系结构。     

限流方法解耦燃烧与喷射过程的合理性研究

为了研究双模态超燃冲压发动机燃烧室在燃烧诱导的高背压环境下燃料的输运和分布情况,采用了限流方法模拟燃烧诱导的高背压环境。针对燃烧室中凹槽上游氢气燃料喷射工况的研究发现,限流试验的压力分布与燃烧试验压力分布在燃烧室前半段比较接近,证明二者的流场在燃料喷射段有一定的相似程度;数值模拟结果表明,相较于低背压状态下62%的混合效率,高背压状态下混合效率提高到了87%,并且燃烧状态下拍摄的火焰区域与限流状态下数值模拟的燃料的可燃质量分数范围相符,证明了限流方法解耦燃烧与喷射过程的合理性。