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131.
为了准确设计高压涡轮盘和叶尖间隙,从概率的角度进行了涡轮盘径向变形的分析。介绍了高精度高效率的非线性动态概率分析的极值响应面方法 (Extremum Response Surface Method,ERSM),并建立了其数学模型。考虑材料属性和边界条件的非线性,以及热载荷和离心载荷的动态性,基于ERSM对涡轮盘径向变形进行了非线性动态概率分析,得到了输入输出参数的分布特征和影响涡轮盘径向动态变形的主要因素。最后,通过方法比较,验证了ERSM在保证计算精度的前提下能大大提高计算速度,节约计算时间,改善计算效率。为进行更有效的涡轮盘设计和优化,改善叶尖间隙设计和控制的合理性提供了有效依据。 相似文献
132.
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航空发动机折流燃烧室几何结构复杂,其高保真数值模拟需要高效的网格与边界条件处理方法。采用曲线坐标系隐式浸没边界方法结合大涡模拟-概率密度函数输运方程湍流燃烧模型开发自研软件,并实现WP11中折流燃烧室的高保真模拟。流动模拟中准确解析了该燃烧室中的三股主要气流,且三股气流分别约占进口流量的75%,12.5%和12.5%。两相燃烧模拟中针对拉格朗日框架下的液滴运动和欧拉框架下的湍流燃烧采用不同网格标记,模拟得到的出口径向温度分布规律与实验一致,平均相对误差为17.95%,表明基于本方法开发的自研软件能准确模拟折流燃烧室中的两相湍流燃烧现象。 相似文献
134.
通过仿真研究了跨声速飞行状态下(Ma=1.2)一种带间隔式进气门的引射喷管流动特性,获得了二次流对三次流流动状态、喷管流动结构以及推力性能的影响规律。结果表明:带有间隔式辅助进气门的引射喷管内部存在显著的横向流动,诱导产生了多对流向涡结构,沿着流动方向流向涡的尺度逐渐减小。主流始终处于过膨胀状态,主导了引射喷管的内流流动,并和二次流之间形成了一道剪切层结构。随着二次流落压比的升高,二次流和三次流流量增加,其对主流的束缚作用增强,主流过膨胀现象得到有效抑制,推力性能从0.698增加至0.819。 相似文献
135.
刚性旋翼高速直升机旋翼间复杂的尾迹干扰作用会影响其配平特性。针对这一问题,本文采用黏性涡粒子方法来精确计算上下旋翼复杂尾迹流场下的诱导速度,桨叶环量则采用涡面元法进行求解,两种方法耦合建立了尾迹模型。基于此尾迹模型进行高速直升机飞行动力学建模,包括结合刚性旋翼挥舞运动模型和变距操纵模型的旋翼尾迹气动力建模、机身以及平/垂尾气动力建模。同时与风洞试验结果对比,先验证了旋翼气动力模型的准确性,在此基础上,以XH-59A直升机为研究对象,计算得到了0~80m/s速度下的配平特性结果,与飞行试验数据对比良好,验证了飞行动力学模型的有效性。最后分析了悬停及低速前飞时旋翼间尾迹流场干扰对全机配平特性的影响。 相似文献
136.
为了掌握折叠V形钝体这一新型火焰稳定器的稳燃机制,采用风洞实验与混合雷诺平均/大涡模拟结合的方法对常压条件下10组不同折叠角的折叠V形钝体火焰稳定器原型进行了冷态实验与热态数值模拟研究。其中冷态实验风速10~50m/s,热态数值模拟工况为进气温度700K、来流速度50~150m/s,当量比0.3~1。通过PIV实验测得了折叠V形钝体回流区冷态流动特征,并结合数值模拟方法研究并讨论了折叠V形钝体绕流尾迹区旋涡特征;通过数值模拟研究了燃烧条件下、折叠V形钝体下游槽向驻涡结构发展变化规律。研究初步探明折叠V形钝体总压恢复系数、阻力系数、抗吹熄能力与燃烧效率优于标准钝体的原因,并发现折叠角角度较小的折叠V形钝体,尾迹中心区域无典型回流区,但仍能通过槽向驻涡结构形成驻涡稳燃速度型,该速度型有利于冷态绕流流速的恢复与热态燃气的加速。 相似文献
137.
138.
139.
140.
为了深入认知凹腔驻涡与高速可压缩来流之间的相互作用过程以及来流马赫数对上述动力学过程的内在影响规律,对长深比为1.0的单凹腔基础构型在常温、常压、Ma=0.3~0.7的高速可压缩来流下进行冷态非定常数值模拟,并基于拉格朗日视角研究来流与凹腔驻涡相互作用及其物质输运特性。结果表明:凹腔上方剪切层内旋涡结构仍然具有类似自由剪切层的周期性演化过程,主流与凹腔通过三次掺混进行物质输运;随着主流马赫数的增加,旋涡运动方式及凹腔-主流物质掺混机制都发生了本质上的改变,剪切层内旋涡和凹腔主涡涡量均呈现数量级式增长,剪切层旋涡结构脱落频率近似线性增长并逐渐卷吸至凹腔中部,进入凹腔的主流流体占比降低,但扩散程度和速度加快;此外,源于凹腔的流体流出唇口线后经剪切层的夹带作用回流占比增大,降低了凹腔-主流的整体质量交换水平;驻留参数整体衰减,高马赫数时仅为低速工况的1/2,显著降低了回流区对于流体驻留作用的贡献。 相似文献