内管射流占优时轴对称共轴射流结构分析

以轴对称Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS)方程为控制方程模拟了内流占优条件下轴对称共轴喷嘴射流流场,并基于湍动能、速度和压强等流场参数的变化规律,将这类流场划分为交汇段、初始段和主流段等三个区段,给出三段流场的结构特征和流动机理,发现初始段内湍流动能大大低于单管射流,将导致共轴射流噪声低于单管射流;主流段内湍流动能则高于单管射流,将加强射流的掺混作用.将流量计算结果与试验结果进行了对比,证明使用的算法是有效的.      

圆转矩形喷管射流掺混特性试验

采用热线风速仪对圆转矩形收敛喷管的射流流场与掺混特性进行了试验研究,测量了喷口下游不同截面上,射流宽、窄对称面上的速度、雷诺剪应力、湍流强度的分布规律.发现沿径向,雷诺剪应力先增大后减小,最大值出现在射流与外流的交界面附近,湍流强度则逐渐减小;在轴向上,雷诺剪应力在近喷口区存在小幅波动,而后逐渐减小,湍流度则先略有增大而后变化逐渐减慢.射流特性在宽对称面与窄对称面上的分布规律相同.      

跨声叶栅角区激波/附面层干扰的开槽控制措施

提出了使用叶根槽作为一种被动控制手段来控制跨声叶栅的角区分离问题。在压力面与吸力面的压差作用下,叶根槽可产生自发射流,为叶栅吸力面侧角区注入高能流体,从而控制跨声叶栅的角区分离问题。通过数值模拟的方法分析了在不同攻角下叶根槽对压气机叶栅性能的影响及作用机理。结果表明:在小攻角下,叶根槽射流可破坏角区环形涡,从而有效减小跨声叶栅角区分离,提高叶栅的流通能力,改善叶栅性能;在大攻角下,叶根槽射流已不能破坏角区环形涡,但仍能为角区低能流体充能,减弱角区分离,从而拓宽叶栅工作范围。在0°攻角下总压损失系数可降低11.6%,同时叶栅攻角裕度由2°拓宽为3°。      

激励强度对等离子体合成射流的影响

通过在Navier-Stokes方程组中添加体积力源项的方法,模拟了不同激励强度下等离子体合成射流,并研究了激励强度对流场特性的影响。计算结果表明,随着激励强度的增大,激励器附近壁面处的涡量增大,对应的涡对中心诱导的流向速度增大,从而导致涡核更加远离壁面,并被拉伸变长。对于等离子体合成射流的时均流场,其中轴线上的流向速度随着激励强度增大整体变大。在较小的激励强度下,射流半宽度随着激励强度的增大而增大;而激励强度很大时(>6 Dc0),激励强度对半宽度基本没有影响。沿流向的动量通量也随激励强度的增大单调增加。     

超声速高度欠膨胀冲击射流的大涡模拟

冲击射流广泛应用于短距起飞垂直降落飞行器(SVTOL)等航空航天领域.本文采用大涡模拟方法对高度欠膨胀的超声速冲击射流的流场进行了数值模拟.本文数值模拟得到了高度欠膨胀冲击射流流场中的激波结构和内外剪切层中不同尺度的涡结构.数值结果观察到了马赫盘的振荡,以及在斜激波、马赫盘及大尺度涡结构的共同作用下,射流内外剪切层之间的环形激波的生成与消失的周期过程.并对流场内剪切层的涡结构的演化进行了研究,数值结果显示内剪切层的大尺度涡结构的形成与马赫盘的振荡相关,在内外剪切层的作用下形成了壁射流区内外交错的涡结构.     

GAO-YONG湍流模型对湍流传热的数值模拟

将GAO-YONG湍流模型应用于湍流传热的研究,分别计算了平板剪切湍流和二维平面冲击射流的湍流传热问题.边界层剪切湍流流动与换热的计算表明:与传统的湍流模型不同,GAO-YONG湍流模型不需要对近壁区域做任何特殊处理(比如壁面函数、低Reynolds数修正等)即可模拟出从壁面到主流区的全部流动与传热情况;另外,对于冲击射流Nusselt数的模拟也得到了与实验符合较好的计算结果,准确地捕捉到了2种冲击高度下流场换热的不同特征,表明了GAO-YONG湍流模型能够较高精度地计算湍流换热.      

幂律流体撞击射流破碎机理的实验

通过自行研制的撞击射流系统,采用高速摄像技术,对4种不同卡波姆质量分数剪切变稀的卡波姆凝胶非牛顿幂律流体在不同射流条件下撞击液膜的破碎模式、喷雾锥角、破碎长度进行实验与分析.结果表明:不同流变特性的幂律流体出现的破碎模式不同,黏度越高,破碎模式越复杂;4种卡波姆凝胶在韦伯数为8000左右时,达到完全发展模式,并在韦伯数为8000左右时表现出相似的破碎特性;随着韦伯数的增大,喷雾锥角逐渐增大并趋于稳定,稳定值小于撞击角度,当卡波姆质量分数增大时,最大喷雾锥角逐渐减小,最终收敛于60°;随着韦伯数的增大,4种卡波姆凝胶的破碎长度先小幅变大然后减小,理论结果与实验结果整体趋势相似.      

合成射流方向布局对S形进气道分离控制的效应

对合成射流控制一种S形进气道边界层分离进行了数值研究.选用狭缝出口的合成射流,详细讨论了展向和流向两种布局对控制效应的影响.结果显示:流向布局相对展向布局具有抗逆压梯度强、穿透深、控制效果持久等特点,在射流动量系数为1.62×10-3,特征频率等于1的工况下,其分离区长度缩减了38.39%.流向布局对S形进气道性能的提升也更显著,出口压力系数比无控制时提高158.91%,总压恢复系数提高0.71%,总压畸变指数降低56.75%.      

Aerodynamic performance enhancement of co-flow jet airfoil with simple high-lift device

The present study performed a numerical investigation to explore the performance enhancement of a co-flow jet (CFJ) airfoil with simple high-lift device configuration, with a specific goal to examine the feasibility and capability of the proposed configuration for low-speed take-off and landing. Computations have been accomplished by an in-house-programmed Reynolds-averaged Navier-Stokes solver enclosed by k-ω shear stress transport turbulence model. Three crucial geometric parameters, viz., injection slot location, suction slot location and its angle were selected for the sake of revealing their effects on aerodynamic lift, drag, power consumption and equivalent lift-to-drag ratio. Results show that using simple high-lift devices on CFJ airfoil can significantly augment the aerodynamic associated lift and efficiency which evidences the feasibility of CFJ for short take-off and landing with small angle of attack. The injection and suction slot locations are more influential with respect to the aerodynamic performance of CFJ airfoil compared with the suction slot angle. The injection location is preferable to be located in the downstream of the pressure suction peak on leading edge to reduce the power expenditure of the pumping system for a relative higher equivalent lift-to-drag ratio. Another concluded criterion is that the suction slot should be oriented on the trailing edge flap for achieving more aerodynamic gain, meanwhile, carefully selecting this location is crucial in determining the aerodynamic enhancement of CFJ airfoil with deflected flaps.     

某涡轴发动机起动不成功分析

对某型发动机外场起动不成功试验数据进行分析,并通过燃油喷嘴低油压雾化试验及整机起动时的温度场测量验证,确认燃油喷嘴喷口积炭后,燃油喷嘴喷雾锥角减少,燃油雾化质量恶化,直接影响到发动机起动时火焰联焰的可靠性,对发动机起动性能产生较大影响.涡流器插入深度对涡流器出口喷雾的部件研究试验结果显示:插入深度对涡流器出口喷雾无影响;整机模拟外场使用结果表明:发动机在不大于30%功率的低状态长期使用,离心式燃油喷嘴容易出现积炭.