二元曲面可调进气道流量系数精确预测方法

为了满足二元曲面可调进气道模态转换马赫数范围(来流马赫数为2.2~3.2)的流量要求,针对唇口平移、转动和转动+平移三种调节方案,基于理论分析和基准进气道的流场,提出了一种流量系数精确预测方法,并通过数值计算进行验证且获得了进气道的总体性能。结果表明:调节后的进气道流量系数与预测值完全相等,而且无需多次试算,符合设计预期,可拓展应用于轴对称进气道。相对基准进气道,唇口前移时流量系数和压缩效率同时增加,来流马赫数为2.5时出口总压恢复系数相等而增压比增加了14.6%;在降低相同流量系数条件下,后移唇口使得增压比和压缩效率均降低,来流马赫数为2.5时出口总压恢复系数基本相等而增压比减小了12.9%,转动唇口使增压比进一步减小了9.1%,唇口后移方案性能更优。      

POD和DMD方法分析不同间隙压气机旋转不稳定性特性

对一台单级低速轴流压气机旋转不稳定性(RI)进行分析。在前期的旋转不稳定性特性、流场成因和不同间隙影响的研究基础上,进一步基于全通道数值模拟,采用两种流场降阶方法分析不同叶顶间隙条件下旋转不稳定性各阶模态对应的流场成分、模态能量占比和稳定性等特性。计算结果表明,前几阶模态能量占比大,对流场起主要贡献,并且稳定性相对较强。随着间隙的减小,旋转不稳定性的能量占比和稳定性下降,各阶的叶片转动成为流场的主要成分。      

崎岖地形中关节式月球车姿态估计数值求解方法

 以被动关节式地形自适应月球车为研究对象,融合关节机器人D-H坐标建模方法构建了月球车悬架运动学模型和以侧倾、俯仰和偏转角表示姿态的欧拉角方式建立了车轮到世界坐标系的悬架完整表达模型。利用悬架完整表达模型,用带有迭代因子的连续迭代和离散迭代数值求解方法,建立了光滑和离散崎岖地形姿态估计算法。最后以8轮扭杆双摇杆摇臂月球车原理样机为例来验证此模型求解方法。仿真结果验证了所建立的基于数值方法的崎岖地形被动关节式月球车姿态估计模型的正确性,其求解模型精度能够满足仿真要求。     

旋转对曲率表面气膜冷却效率影响的数值研究

通过对旋转状态下曲率通道的气膜冷却现象的流动和换热进行数值模拟,得到了不同旋转数下凸表面和凹表面的冷却效率分布。计算选用剪切应力输运(SST)湍流模型,主流雷诺数ReD=4 797,吹风比M=0.4,旋转数Rt=0~0.023 9。研究结果表明,旋转数对冷却效率的影响明显：旋转数的增大使得气膜的轨迹偏转越明显,并且凸表面上气膜轨迹的偏转程度高于凹表面的。凸表面的冷却效率随着旋转数的增加而逐渐减小,而凹表面的冷却效率随着旋转数的增加而递增,并且旋转数的增加会弱化凸表面和凹表面上冷却效率的差别。     

某微型发动机离心甩油燃烧室建模及数值模拟

对某微型发动机离心甩油燃烧室进行了三维建模及数值模拟。湍流模型采用旋流修正的Realizable k-ε双方程模型,化学反应及组分浓度采用简化的概率密度函数模型,液相采用离散相模型;计算得出了组分、压力、温度的分布特性,分析计算结果可知,该燃烧室的外壁面冷却考虑较少,同时其出口温度不均匀系数较大;提出了掺混孔改进方案,数值模拟结果表明,改进后的燃烧室出口温度分布得到明显改善。     

一个新的可压缩性修正的k-ε模型

考虑结构可压缩性修正的影响,发展了一个同时考虑结构可压缩性修正和膨胀可压缩性修正的k-ε湍流模型,新模型包括Chang可实现性、Heinz湍流动能产生项以及Sarkar可压缩性三部分修正.新模型扩宽了以往发展的可压缩性修正模型的适用范围,适用于高超声速(M>5)复杂湍流流动中.通过对多个复杂超声速横侧射流工况的计算,验证了新模型的预测效果.与实验结果相比表明,几个工况下新模型的预测精度都显著高于标准k-ε模型.流体分离强度越大,新模型的修正效果越显著.与标准k-ε模型相比,新模型计算结果与实验更加接近.     

基于数值模拟的轴对称矢量喷管内流特性研究

采用三维有粘定常程序计算了轴对称矢量喷管的内流特性,研究了尺寸缩比、冷热态的影响,并与冷态缩比模型矢量特性试验结果进行了对比;给出了设计工况的内流特性,讨论了几何矢量角、喷管落压比对内流特性的影响.研究结果表明,尺寸缩比、冷热态对内流特性的影响均很小,冷态缩比模型试验结果可以真实地反映设计工况的内流特性,轴对称矢量喷管在设计工况下具有良好的内流特性,并且几何矢量角、喷管落压比对内流特性均有影响.      

超燃冲压发动机燃烧室冷态流场研究

利用西北工业大学电阻加热超声速燃烧室直连式实验设备,针对自行设计的超声速燃烧室模型,在燃烧室入口马赫数Ma=2.0、入口流量m=0.73～1.0kg/s、入口总压p_t≈(7～8)×105Pa、入口总温T_t为室温条件下,开展了不同燃烧室进口流量、隔离段长高比以及燃烧室出口堵塞比情况下的燃烧室冷流实验;采用CFD商用软件对燃烧室冷流流场进行了数值模拟,并将计算结果与实验数据进行了对比和分析.研究结果表明,增加隔离段的长高比,可以提高燃烧室抗反压的能力,燃烧室出口压力场的畸变对燃烧室内部流场有较大的影响,同时通过计算结果与实验数据的对比验证了计算方法的适用性.      

旋转对固体火箭发动机燃烧室燃气流动的影响

采用RNG k-ε湍流模型,计算了某管状装药旋转固体火箭发动机在不同旋转速度情况下的燃烧室喷管统一流场,着重分析了不同转速情况下燃烧室内燃气流动的特点,得到了该发动机燃烧室内旋流切向速度沿径向分布趋势以及旋流涡核半径在不同转速情况下的变化特点,对燃烧室前封头局部区域的流场结构也进行了较为细致的分析.     

典型二元高超声速进气道与侧压式进气道的性能比较

在相同的约束条件下运用高超声速进气道已有的相关设计方法设计了两类典型的二元进气道与侧压式进气道,利用数值模拟手段对两类进气道的流场结构和总体性能开展了对比研究.研究发现,二元进气道出口流场畸变较小,流场均匀性优于侧压式进气道;二元进气道流量系数对飞行马赫数的敏感程度远高于侧压式进气道;设计点,二元进气道性能优于侧压式进气道.非设计点,尤其在接力状态下,侧压式进气道性能突出;侧压式进气道阻力特性优于二元进气道,而二元进气道的前体升力则高于侧压式进气道.