可调桨距冲压空气涡轮气动特性实验与数值分析

冲压空气涡轮风洞实验主要目的是采用相似准则,模拟空中加油工作状态,测量涡轮输出功率,分析涡轮气动特性。实验分别使用励磁发电机和加油泵作为测功器,通过调桨变距并测量最大输出功率。气动特性实验表明在风洞气流速度比加油机最小飞行速度低16%的条件下,冲压涡轮输出功率即可满足加油需要。论文还采用高数值稳定性代数Baldwin-Lomax湍流模型模拟冲压涡轮全三维混合型流场,分析流场主要气动特性,讨论桨叶表面载荷的分布。数值模拟结果显示在冲压空气涡轮桨叶近轮毂区域需要进一步优化。      

叶轮机非定常气动设计的缘线匹配技术

本文提出一种新的叶轮机气动设计自由度——缘线匹配技术。缘线匹配是指相邻两叶排中前排叶片后缘线与后排叶片前缘线的空间关系,更准确地说是其相位角关系。叶片尾缘线表征了叶片出口气流的分布型,它囊括了尾迹、激波、二次流等所有影响,另一方面,叶片前缘线代表了其对上游流场的势干扰。定常气动设计体系只能部分考虑叶片缘线的相互影响,大部分则被忽略了,然而在非定常框架下,相邻叶排缘线所代表的相互影响是显著的。本文首次提出了叶轮机非定常设计的缘线匹配技术,并通过理论分析及直列涡轮叶栅的非定常数值模拟结果展示了缘线匹配技术在未来提高叶轮机气动性能、气弹性能、气动噪声和热传导性能上的潜在能力。作者认为,缘线匹配技术将使叶轮机的非定常气动设计具有真实而可操作的内容,是叶轮机非定常气动设计的核心技术之一。      

大迎角细长旋成体绕流结构演变过程实验研究

 通过烟流显示和测压实验, 系统地观察和分析了尖拱头细长旋成体绕流结构随迎角的演变过程。实验发现在不同迎角下, 不仅细长旋成体绕流结构形态不同, 而且不同流态结构的演变过程所含迎角范围较小,几乎在几度迎角内就可完成。     

离心压气机转子内近端壁区三维紊流流场

用三维激光多普勒测速系统测量研究了一个离心压气机转子近端壁区三维紊流流场。结果表明,整个叶片通道内叶背角区存在角涡及其伴随涡,叶盆角区存在前缘马蹄涡的叶盆分支,它们的发展、演化较大地影响着附近区域的流动,是造成了所在区域流动阻塞和气流脉动的主要因素。前缘马蹄涡叶背分支沿下游逐渐向叶盆方向发展,与端壁附面层和主流的进一步掺混,并在约 1 /2叶片通道处的叶盆角区与前缘马蹄涡的叶盆分支发生交混,在下游造成一定强度的流动阻塞和紊流脉动带。      

被动式引射器内两相流数值模拟

把气相二维欧拉方程的隐式矢通量分裂近似因子分解法与固相粒子的特征线解法进行耦合,对被动式引射器内两相流场进行数值模拟,确定产生激波的喷管出口压强,分析不同引射器结构对引射效果的影响,并获得了一种最佳结构。研究结果可以为被动式引射器的设计与使用提供依据。     

两方程湍流模型的可压缩性修正及其应用

本文在不可压两方程湍流模型的基础上进行可压缩性修正,给出了ｋ－ε、ｋ－ε两方程模型的可压缩性修正方程,并对亚声平板湍流流动和跨声喷管流动进行了数值模拟,得到了较好的结果。从而证实了两方程湍流模型经过可压缩性修正,能较好地模拟可压缩流动。     

双三角翼大迎角绕流的并行计算

本文在ＬＵ－ＳＧＳ方法求解可压缩Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的串行程序基础上,发展了适合ＭＰＰ系统类型的并行计算机的并行算法程序,并针对双三角翼大迎角绕流问题,就不同的并行计算方法进行了对比研究,探讨了优化并行策略,提高计算效率和计算加速比等问题。     

真空羽流逆流污染的理论计算

针对普遍关注的羽流逆流污染问题,讨论了喷管出口背部位置受到的回流分子撞击热污染和分子沉积问题,从分子运动论和统计力学出发编制了计算程序,对不同的算例进行了计算,得到符合规律的结果,为火箭发动机设计和科学试验提供了理论依据。     

SFD方法模拟高超声速进气道中激波与边界层干扰

采用ＳＦＤ方法,在ＥＸＣＥＬ软件上利用ＮＮＤ格式数值模拟了激波与平板边界层之间的相互作用以及激波与管道壁面边界层的相互作用,即高超声速进气道隔离段内激波串流动现象。该方法的特点是简单、直观而且不用常规编程,计算结果基本反映了流场的基本结构,表明ＳＦＤ方法是一种具有潜力的计算方法。     

旋转状态下带肋U形通道内换热的实验研究

用实验方法研究了涡轮叶片内带肋Ｕ形通道状态下的前缘、后缘及两侧面局部换热系数分布。结果表明,在旋转状态下此通道的努塞尔数随雷诺数的增大而增大。在进气通道的后缘和出气直通道前缘,努塞尔数随旋转数的增加而增加;在进气直通道的前缘和出气直通道的后缘,努塞尔数随着旋转数的变化出现几次反复。随着浮力数的增加,通道的平均努塞尔数是下降的。Ｕ形通道参旋转状态下的流动换热规律比静态下的复杂的多。