民用涡轴发动机进气系统结冰试验

围绕中国民航规章CCAR-33部R2版中第33.68条款适航要求,针对涡轴发动机提出了一种满足适航要求的试验方法,包括结冰关键点分析、结冰取证试验点选定、整机结冰取证试验三部分。结合涡轴发动机工作包线,开展结冰关键点分析以选定结冰取证试验点。在结冰包线内选择了若干结冰计算点,并计算每个点的结冰位置与结冰量。计算结果显示:温度接近0 ℃且海拔高度较低的区域是涡轴发动机结冰量显著的区域。结冰试验时在-4~-1 ℃的温度区间寻找刚出现结冰的温度点与结冰量最大的温度点。试验结果显示:结冰量最大的温度点是最严酷的结冰试验点。     

斜流驻涡燃烧室火焰筒冷却方案数值模拟

为了优化斜流驻涡燃烧室火焰筒的冷却设计方案,根据燃烧室各部分流量分配设计要求,结合工程计算和理论设计思 路,开展火焰筒壁面冷却结构设计研究。在设计多斜孔冷却方案时,分析凹腔内近壁面流场、绝热壁温、有效温比及冷却气量等参 数,并据此进行进一步优化设计。结果表明：采用多斜孔加冲击复合结构有效保护了凹腔壁面,凹腔前壁最高温度降低400 K。     

C/SiC复合材料螺旋铣削与钻削制孔效果对比

采用PCD刀具对C/SiC复合材料螺旋铣削与钻削制孔的制孔效果进行了对比研究。在同等加工效率条件下测量了两种制孔方法产生的切削力及切削热,并观察制孔质量。试验结果表明:螺旋铣孔产生的轴向力小于钻孔,约为钻孔的56.9%;孔壁粗糙度及孔径差均小于钻削;钻孔产生的切削热少于螺旋铣削制孔,约占螺旋铣的58.7%,但螺旋铣产生的切削热对材料及刀具的影响小。     

高超声速6°迎角圆锥边界层背风流向涡稳定性分析

针对马赫数6、迎角6°圆锥边界层背风面流向涡开展了直接数值模拟和稳定性分析,其中,稳定性分析工具包括空间BiGlobal方法和面推进的PSE3D方法。研究发现,有迎角圆锥边界层背风中心线附近会自发形成一对对转的强流向涡。这对流向涡或因低频反对称模态和高频对称模态的共同作用而在下游破碎。     

高速可压缩来流与凹腔驻涡相互作用及其物质输运特性研究

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。     

亚格子模型对泵喷推进器宽带非定常力预测的影响研究

为了研究亚格子模型对泵喷推进器非定常流动与宽带非定常力预报结果的影响,采用分块结构化网格建立了模型尺度下艇后泵喷推进器的计算模型,并进行了大涡模拟数值计算。从艇尾非定常流场特征量和推进器转子脉动载荷两个方面对比了三种不同亚格子模型计算结果的差异,并分析了泵喷内部流动与转子非定常力间的内在联系。研究结果表明：三种亚格子模型均能得到含有叶频宽带峰的轴向推力谱,且整体趋势相近。泵喷转子上游的湍流强度和尺度的分布对亚格子模型较敏感,其中Smargrinsky-Lilly模型得到的湍流强度较强,尺度较大,该模型下的湍流谱在非平衡区量级较大,但由低频向高频的衰减较快,并且预测到的分离区范围大,导叶尾缘脱落涡分散,导致转子上游来流空间分布不均程度较强。对于转子叶片上的载荷脉动,Smargrinsky-Lilly模型预测的推力谱中线谱成分明显,并且叶频处宽带谱峰“陡峭”,而WALE模型和KET模型的结果宽带特性较强,对比非定常推力测试结果可知,WALE模型和KET模型更适于该问题宽带非定常力预测。     

近临界区液氮低速喷射特性研究

针对低温推进剂在超临界环境中的喷射特性,以液氮为模拟介质,基于SRK状态方程和LES模拟方法开展数值计算研究,获得了4MPa压力下液氮跨临界射流的形态特征,射流密度分布规律与试验结果吻合良好。计算结果表明：在临界点附近,液氮射流表面会形成高比热容屏障,抑制射流内部流体温度升高,从而维持射流核心区稳定;核心区射流表面涡的形成和发展由斜压效应主导,随着射流向下游发展,斜压效应、体积膨胀和粘性效应三者对涡量输运的贡献趋于同一水平;液氮射流破碎后形成并维持大的“高密度块”形态,随着温度升高,密度块逐渐扩散消失。     

基于超大涡模拟的燃烧室气动性能仿真研究进展

航空发动机燃烧室涉及旋流、雾化蒸发、掺混、化学反应、湍流与火焰相互作用等多尺度强耦合物理化学过程,相关的高 精度建模和数值模拟面临极大的挑战。超大涡模拟是近些年发展的兼顾计算精度、计算效率和强鲁棒性的数值模拟新方法,具备 试验室尺度和复杂工程应用场景下湍流流动与燃烧仿真能力。针对航空发动机燃烧室相关流动与燃烧基本特征,阐述了超大涡 模拟的理论方法及特点,从旋流流动、湍流燃烧、液雾雾化、碳烟生成、燃烧不稳定等典型多物理过程,以及双旋流模型燃烧室和高 温升燃烧室气动性能集成仿真等方面介绍了超大涡模拟的研究进展,对涉及的物理机制进行了分析,为超大涡模拟在航空发动机 燃烧室中规模化工程应用提供了坚实支撑。超大涡模拟在较低的计算资源消耗下具备与传统大涡模拟相当的计算精度,是一种 经济可承受的燃烧室高精度气动性能仿真新方法。     

一种蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的流动与点火性能研究

为进一步拓宽凹腔驻涡值班稳定器在低温、高速来流条件下的点熄火边界,提出了一种利用高温燃气预热、预混供油的蒸发式凹腔驻涡值班稳定器。研究了蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的流动特性、燃油分布特性及点火性能。研究结果表明：蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的掺混腔和凹腔内部形成的涡系结构为低温、高速来流下的点火和燃烧提供了有利条件。凹腔驻涡区的气相油雾沿流向分布均匀,沿周向从稳定器对称子午面最富递减到相邻稳定器中间面最贫。在相同来流温度下,蒸发式凹腔驻涡值班稳定器的贫油点火和熄火当量比均随着来流速度的增大而增大。在低温（600K）、高速（100～200m/s）来流条件下,相比于蒸发式Z形值班火焰稳定器和常规薄膜蒸发式火焰稳定器,蒸发式凹腔驻涡值班稳定器贫油点火当量比能分别降低5.5%和30%;其贫油熄火当量比能分别降低37.4%和48.8%。     

弯曲微槽道内流场的PIV测量和数值模拟

利用micro-PIV和CFD数值模拟研究水力直径为220μm正方形截面弯曲微槽道中的流动特性.实验中利用micro-PIV测量了槽道中5个不同深度流场,雷诺数为Re=42,91和239.实验测量和数值模拟相吻合,弯曲的微槽道不同截面处存在由二次流诱发的Dean涡,并随Dean数的增加,涡结构更加复杂;Dean涡对截面内两种液体接触面会产生影响,所以可以通过利用Dean涡的发展加强微管道中的混合.