基于磁共振线宽的Xe核自旋横向弛豫时间测量方法

随着核磁共振陀螺技术的发展,高精度核磁共振陀螺对原子气室性能提出了更高要求.原子气室内Xe核自旋的横向弛豫时间(T2)是衡量原子气室性能的重要参数之一,T2的常用测量方法为自由感应衰减法(Free Induction Decay,FID).当T2较短时,由于自旋进动信号易受外界干扰,FID方法难以对T2进行精确测量.根据磁共振线宽理论以及自旋进动信号检测技术,针对T2较短的原子气室,提出了基于磁共振线宽的Xe核自旋横向弛豫时间测量方法,构建了测试装置,对Xe核自旋进行了测试.测试结果表明,该测量方法能够有效获得Xe核自旋的横向弛豫时间,克服了FID方法对T2较短的原子气室难以测量的局限性,为检验核磁共振陀螺中原子气室的性能提供了有效测试手段.     

跨声速串列转子失速机制的数值研究

为了解决跨声速串列转子的低裕度问题,就必须了解跨声速串列转子的流场结构与失速机制.设计了叶尖切线速度为450m/s,负荷系数为0.56的高负荷跨声速串列转子.基于数值模拟的结果,分析了该串列转子在0.5mm叶尖间隙下的叶尖流场结构与失速机制,并在此基础上分别探讨了叶尖间隙和前、后排叶片周向位置对串列转子特性的影响和失速机制的变化.结果表明:前排叶片的叶尖区域是 影响串列转子稳定性的关键;随着叶尖间隙的增加,串列转子的失速机制也发生变化,从前排叶片叶尖区域的尾迹与径向潜流堵塞后排叶片通道转变为前排叶片叶尖泄漏流堵塞;在较大周向相对位置(后排叶片压力面周向远离前排吸力面)的情况下,串列转子获得最好的效果,随着周向相对位置(PP)的增加,失速部位从后排叶片转移至前排叶片.      

温度对飞机燃油射流泵工作特性影响

建立了射流泵数学模型,采用数值计算方法对其工作特性进行了模拟,搭建了实验台,采用RP-3燃油,通过实验数据验证了模型的正确性.在此基础上,分别选择了RP-3和JET-A两种燃油,计算了从-40℃~40℃温度下,不同操作压力对射流泵流量比的影响.结果表明:燃油温度高于0℃时,温度对射流泵工作特性影响并不明显,随着温度的降低,射流泵性能与标准温度下（20℃）偏差越来越大,且压比越高此偏差越明显.当温度高于0℃时,采用RP-3和JET-A燃油性能相差不大,RP-3燃油性能略优于JET-A燃油,但是在低温下,RP-3燃油性能远高于JET-A燃油.因此当燃油温度较低且压比较高时,必须充分考虑温度对射流泵特性的影响.      

圆形和矩形燃气射流在受限液体中扩展特性的对比研究

为研究不同喷孔结构的燃气射流在受限液体工质空间的扩展特性,采用VOF(Volume of fluids)模型分别对圆柱形充液室中圆形射流和矩形射流扩展过程进行气水耦合数值求解。考虑了燃气可压缩性、流体粘性和热量交换因素对射流扩展特性的影响。通过数值模拟,获得圆形射流扩展形态及轴向速度计算值,与实验结果吻合较好。在此基础上,进一步对比分析了矩形射流和圆形射流的扩展特性,获得射流场中密度、压力、温度和速度的分布图以及涡的演化过程。计算结果表明:燃气自喷孔喷出,由于出口处压力较大,高温燃气继续膨胀产生膨胀波,膨胀波在气液界面反射形成压缩波,圆形射流的膨胀波和压缩波均比矩形射流强。燃气射流扩展过程中,由于周围液体惯性效应,气液卷吸掺混效应以及膨胀压缩波作用,圆形射流的压力场和温度场分布较矩形射流更加复杂,同时刻的圆形射流轴向扩展速度也比矩形射流小。从速度云图发现矩形射流的速度核心区比圆形射流速度核心区要短;同时从圆形射流和矩形射流不同截面流向速度分布图发现流向速度峰值均发生了偏移,但矩形射流发生偏移的区间更长,偏离距离更远。     

端壁组合射流对高速扩压叶栅损失特性的影响

提出了一种端壁组合射流技术以控制进口马赫数0.67的高速扩压叶栅端区流动。通过前缘射流旋涡可以增强端壁附面层与主流间的流体交换,阻碍横向二次流动,减小角区低能流体堆积;而采用角区射流注入能量能够进一步减弱吸力面侧流动分离。以上组合控制方法可较单独采用前缘或角区射流更有效减小栅内损失,提高其气动性能。当角区射流位于近吸力面侧的分离起始位置附近时,其改善栅内流动的效果最佳;远离吸力面的端壁射流则可抑制端区低能流体横向迁移及其与分离区流体间的相互作用,但其减小损失的效果弱于近吸力面侧的射流。随着射流总压比的增加,组合射流减小损失的效果先增加后减小;过大的总压比会加剧射流与来流间的掺混损失,使得叶栅气动性能恶化。当射流总压比为1.2时,损失减小最大可达12.6%,而射流流量仅相当于叶栅进口流量的0.64%。     

基于OpenFOAM的真实流体模型库及均相求解器开发

为了正确认识高压环境下的流体非理想性特征,及其对于低温射流喷雾过程的影响作用,将多种不同真实流体模型写入到开源CFD程序OpenFOAM仿真平台中,编译形成具有广泛通用性的真实流体热物理模型库;并将高压下真实流体特征的影响引入到压力修正算法中;开发出适用于描述超临界环境下低温流体流动过程的均相求解器。对高压下流体热物理性质的非理想性,以及超临界环境下的低温液氮射流喷注过程进行研究。结果表明:高压下的真实流体效应主要体现在低温区域,本文所建立的模型库可以在任意热力学状态范围内正确预测流体热物性;基于此模型库所开发的均相求解器可正确预测超临界环境下低温射流的详细流动特征和结构,而理想气体模型则会大幅低估射流核心区密度分布,中心线上误差高达68.9%;综合考虑计算精度和效率,PR EoS及相关模型更适合于这类超临界流动问题的求解;低温射流跨临界喷注中局部区域所发生的虚假沸腾现象会导致射流温升速率降低、体积膨胀速率加快;射流核心区压缩因子明显1,在数值仿真时必须考虑高压环境下的真实流体效应。     

导风轮叶片偏置对高压比串列离心压气机性能的影响

为提升高压比串列离心压气机的性能,借鉴常规一体化离心叶轮中偏置分流叶片的方法,针对某高压比串列离心压气机,应用数值仿真手段分析了串列叶轮中导风轮叶片周向偏置对压气机流场和性能的影响。通过对不同导风轮叶片偏置方案下压气机流场的分析,建立了压气机流动损失与偏置参数的关联性。研究表明:采用较大的偏置参数γ可降低导风轮叶片1前缘的激波强度,改善激波作用导致的泄漏涡破碎和流动分离,但过大或过小的γ方案中导风轮叶顶会出现二次泄漏致使低能流体的掺混损失增加;γ=65%方案压气机综合性能最佳,其压比和效率较γ=50%分别提高了1.5%和1.4%;对于串列离心压气机导风轮叶片周向位置的优化,在避免导风轮叶顶形成较强二次泄漏的前提下,应考虑采用较大的偏置参数γ,同时应防止诱导轮尾迹流体参与导风轮的叶顶泄漏。     

预燃式等离子体射流点火器工作特性实验研究

为解决发动机点火包线小于飞行包线的实际问题,提供等离子体点火技术在航空发动机中的工程应用新思路,论文设计了一种预燃式等离子体射流点火器,实验研究了放电特性和射流特性。结果表明,预燃式等离子体射流点火器与空气等离子体射流点火器相比,在提升射流能量降低电源功率方面有着较大的优势,电流相同时通入甲烷在较大流量时可减小驱动电源功率,总流量为44L/min时,减幅可达14.99%;同时预燃式等离子体射流较空气等离子体射流稳定,且射流长度增加,扩大了点火面积,有利于点火。     

基于自适应网格的超声速液体射流破碎过程研究

为研究超声速气流中液体横向射流的破碎过程,采用脉冲背景光方法和VOF方法开展了实验和数值研究。为提高液体横向射流中气液界面和气流场特征捕捉的精确性,采用自适应网格技术对于气液界面、激波出现位置进行网格细化,计算得到了较为精细的气液界面、激波特征及涡系结构。研究结果表明:在低成本仿真模拟条件下,利用自适应网格计算得到的射流轨迹和轮廓与实验吻合较好,射流轨迹的最大误差为10%;射流初始段在超声速气流条件下,仍然存在一段高度约为1.9倍喷孔直径且圆柱形态保持较好的连续光滑液柱。随着喷注压降的升高,液柱的长度逐渐增大;主流气体流经液柱发生三维绕流,在射流附近和近壁面区域形成不断演化的反转涡对,反转涡对的形成加速了液体射流一次破碎过程。     

高空模拟试车台动静架新型篦齿密封结构研究

航空发动机高空模拟试车台(简称高空台)动静架连接处存在气流泄漏或注入现象,导致低温试验时湿空气进入发动机,影响试验安全。针对该问题,根据理论分析和数值仿真,设计了一种基于中段进气的新型篦齿密封结构,建立了高空台动静架连接结构数值模型,分析了篦齿密封流场特性及泄漏特性。当进气口处于理想零泄漏状态时,控制口压力与进气口压力成正比;当控制口进气时,温度对封严效果基本无影响。本研究为减少高空模拟试车台动静架连接处主流道流量损失、提高试验安全系数,提供了一种新的高效密封结构。