凸包(Bump)进气道/DSI模型设计及气动特性研究

利用基于乘波理论的Bum p进气道设计软件,据锥型流精确流线法设计了一腹部进气布局的Bum p进气道。用CFD模拟手段,从对称面马赫数分布、凸包上的极限流线及横截面上压强系数分布等方面分析了进气道进口段流场特征,证明所设计的Bum p进气道流动特征符合预期设计目标。通过CFD计算和试验对比,分析了所设计的Bum p进气道超声速气动性能,表明在发动机设计状态,在来流马赫数M a∞为2.0时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在M a∞=1.8时该值不低于0.91。      

冲压发动机燃烧室三维流场数值模拟

采用有限体积法和S IM PLE算法对带V型火焰稳定器的冲压发动机燃烧室流场进行了数值模拟。目的是通过数值模拟得到燃烧室的流场,加以研究,指导实验。计算是在笛卡尔坐标系下进行的,计算中采用标准二方程湍流模型、EDM(Eddy-D issipation-M odal)燃烧模型和P-1辐射模型。得到了燃烧室流场的特征,并讨论了多种因素变化对流场的影响。结果表明,各种因素变化对燃烧室流场有较大的影响。      

单环腔中心分级燃烧室流场数值模拟

采用标准k-ε模型对旋流器几何参数改变给单环腔中心分级(SACS)燃烧室冷态流场带来的影响进行了数值模拟.计算结果表明,值班级旋流器旋向对SACS燃烧室流场的影响很小;分别调整三级旋流器旋流角时,外旋流器旋流角变化给SACS燃烧室流场带来的影响最大.因此,外旋流器是决定SACS燃烧室气流结构的关键因素.      

基于多级环境下的双排对转压气机优化设计

以某双排对转压气机为研究对象,采用三维Navier-Stokes方程计算、叶片参数化造型、神经网络构建近似函数、遗传算法寻优相结合的优化方法,对转子2叶片进行级环境下的全三维叶型优化方案探索.优化目标是在控制流量和压比的情况下,最大化等熵效率.优化结果显示,设计点压气机效率提高1.5%左右.通过流场细微结构分析表明新叶型的气动布局得到合理改善,转子2中,尖部流场低速区域有所减少,分离现象有所减弱.      

脱体涡模拟方法研究及其应用

基于现有的非定常雷诺平均N-S方程的求解方法,研究与发展了脱体涡模拟方法（DES）。在紊流附面层内用RANS方法,湍流模型采用S-A模型,在其他区域结合S-A模型运用Smagorinski的LES模型,并将S-A模型中的物面耗散项进行适当的改进,使得改进的模型既充当了RANS中的S-A紊流模型,又充当了Smagorinski大涡模拟模型。为验证所发展方法的有效性,将研究的DES方法应用到一些典型流场计算中,并与已有结果或实验结果进行比较。     

固体火箭发动机塞式喷管两相流场与性能分析

为了解固体发动机塞式喷管中两相流场的特点和性能的情况,采用欧拉-拉格朗日两相方法对二维全长塞式喷管的两相流场进行了计算.将纯气相流场和两相流场进行了比较,结果表明由于颗粒相的存在使气流的比热比减小,使得低空环境中,塞锥表面的压强峰后移;高空环境中,塞锥表面的压强会升高.大直径颗粒的运动轨迹受外界反压和塞锥气流变化的影响小,小直径颗粒的运动轨迹受外界反压变化和塞锥气流变化的影响大;在两相流性能方面塞式喷管与钟型喷管类似,微粒直径较大的情况下,塞式喷管的效率较低;塞式喷管的效率随着颗粒含量的升高而降低.     

工程图尺寸标注自动布局算法及实现

在由三维模型生成二维工程图的过程中,各主流CAD软件都提供了部分尺寸的自动标注功能,但这些自动生成的尺寸标注放置往往十分杂乱,无法满足尺寸标注的布局要求。针对这一问题,以工程图中大量存在的水平尺寸标注与竖直尺寸标注为研究对象,根据其特点对其进行尺寸子集划分与包容关系排序,在此基础之上,应用增量式尺寸标注自动布局算法,实现水平尺寸标注与竖直尺寸标注的自动布局。算法已在NX平台上得以实现,取得了良好的效果。     

带尾缘吹气的动静干涉流动的实验

采用声学麦克风和粒子图像速度仪等实验研究手段,分析静子在吹气和不吹气情况下纯尾迹,弱尾迹、无动量亏损尾迹和射流四种尾迹流动与动叶相互干涉的声学特性和流场特性.得到了不同尾部吹气量下动静之间流场的速度矢量变化以及静子尾迹在动叶流道中的传播特性.比较了静子尾缘纯尾迹与弱尾迹、无动量亏损尾迹以及喷射等尾迹形态与动叶相互干涉的...     

蛇形进气道地面工作状态附面层抽吸试验研究

对一种蛇形进气道开展了地面工作状态下的抽吸试验研究,结果表明,在该状态下进气道出口截面的总压恢复系数较低、流场畸变较大。为此,本文采用附面层抽吸技术对其进行了地面抽吸状态下的流场控制试验研究。研究结果表明:(1)地面工作状态下,随着出口马赫数的增加,蛇形进气道出口截面的总压恢复系数不断下降,而稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升,稳态径向畸变指数变化不大。本研究的蛇形进气道在出口马赫数为0.45时,总压恢复系数为0.90,综合畸变指数为13.85%,总压恢复较低,畸变较大,超出了一般航空发动机的承受范围。(2)与原型方案的地面抽吸试验结果相比,采用附面层抽吸技术后,进气道出口截面的总压恢复系数得到了提高。在出口马赫数为0.45,相对抽吸量为0.043时总压恢复系数提高了2.6%。     

旋转流场下飞机大幅滚转振荡时的动态横向气动特性实验研究

在气动院FL-8风洞中,采用旋转流场下单自由度振荡机构进行了旋转流场下大幅滚转运动的动态气动特性实验研究.模型在绕风轴连续旋转的同时进行给定频率和振幅绕体轴的滚转振荡运动,测量了模型的动态气动特性,着重分析了不同运动参数对模型气动特性的影响.结果表明,旋转速度的存在使大幅滚转振荡试验中的滚转力矩和偏航力矩发生平移,同时使滚转力矩和偏航力矩的迟滞特性发生明显的变化.