涡轮叶冠间隙流动特性实验

针对叶冠腔内有冷却气流的转子叶片叶冠,通过改变主流雷诺数、前后孔岀流比、叶尖间隙等参数得到静止状态下叶冠间隙流动的总压损失系数.实验结果表明:增大主流雷诺数与前孔岀流比,叶冠总压损失系数增大;减小叶尖间隙,总压损失系数也增大,小叶尖间隙下,总压损失系数随主流雷诺数与前孔岀流比增长更快,而后孔岀流比对叶冠总压损失系数影响不大.      

叶型上局部凸起对扩压器性能影响的数值研究

借助CFD数值模拟技术,对四种常规叶片扩压器（不同凸起位置）内部流场进行了数值模拟,研究了不同凸起位置对扩压器性能的影响,讨论了改变叶片凸起位置对扩压器静压恢复系数、总压损失系数等性能参数的影响,以为小型/微型发动机的叶片扩压器的优化设计提供一定的参考价值。结果表明,当叶片扩压器产生局部凸起时,在流动进入叶片扩压器凸起截面后面产生了低速流动,导致了明显的总压损失,使得叶片扩压器的效率降低。叶片中间产生凸起对于叶片扩压器的总压损失最高。在工程实际中叶片扩压器如果产生局部凸起,尽量选择在叶片前端。     

光学压力敏感涂料测量技术及其 在内流场的应用

介绍了应用基于发光强度的全域压力测量方法进行叶片表面压力分布的一系列实验结果.在自主建立光学压力测量系统和自主研发国产压力敏感涂料的基础上,对高亚声速叶栅风洞出口处大弯度孤立叶片吸力面和对转压气机实验平台出口整流叶片吸力面的压力分布进行了测量,并采用传统电子静压扫描装置在高亚声速叶栅风洞中进行了同步测量.光学压力测量与电子压力扫描结果的对比表明所建立的光学压力测量系统可用于内流场测量,其精度达到了工程应用水平.      

毫米级平面叶栅的PSP测量

建立了一种新型的非接触式压敏涂料（Pressure Sensitive Paint,PSP）测压系统,设计了一套可拆卸式毫米级平面叶栅实验段,首次应用PSP测压技术测量了有／无叶尖间隙毫米级叶栅叶背表面静压分布。结果表明：由于存在叶尖间隙,叶盆处高压气体通过间隙泄漏流入叶背,使叶背叶尖处压力明显大于叶根处;与无叶尖间隙相比,有间隙时泄漏对叶背表面压力的影响约占叶高1／3,叶背底端受泄漏的影响较小。     

固体火箭发动机燃烧室外压稳定性

应用有限元软件开展了燃烧室外压稳定计算,以壳体表面环向应变为判据,从环向应变-载荷曲线保守估算了燃烧室外压失稳载荷。为了验证有限元计算模型,通过假药配方的调试,研制外压试验用模拟燃烧室,开展全尺寸模拟燃烧室外压试验,得到了燃烧室失稳载荷。通过计算与试验结果的比较分析,为有限元模型的修正提供了基础,采用推进剂的压缩模量进行燃烧室外压稳定性计算更接近实际情况。     

航天器密封舱真空热试验用压控系统设计与实现

带有密封舱段的航天器在进行真空热试验时,经常需要对密封舱内压力进行调节控制。压控系统具有泄压、复压、稳压功能,可以实现密封舱内压力调控的目的。文章详细介绍了某型号真空热试验用密封舱压控系统的结构原理及设计方法,同时解决了真空低温环境下真空管路的隔热与密封难题。通过模拟测试对系统主要指标进行了验证,结果表明系统能够满足试验要求。     

穹顶结构表面平均压力分布及绕流结构数值模拟

通过商用软件Fluent求解Realizable形式的时均k-ε湍流模型,得到了穹顶结构煤场的绕流结构及表面平均压力分布,并结合流动分离、旋涡结构的特点对其平均风压分布规律进行了解释。最后通过参数变化,研究了来流边界条件、煤场钢混结构高度以及煤场侧窗开启状态对煤场顶部穹顶结构表面平均风压分布的影响。     

复合热条件下椭球形封闭腔内低压气体的自然对流

以填充氦气的平流层浮空器为应用背景,对非均匀复杂热边界条件下大尺寸椭球形封闭腔内低压气体的自然对流热特性与动力学特性进行了数值模拟。以Fluent软件为基础,采用用户自定义函数(UDF)自编程技术引入外部非均匀的对流-辐射耦合热边界条件,考虑了低压气体密度对压力、温度的依赖关系。分析了不同条件下腔壁与内部气体温度、对流换热特性以及流场、压力、质心变化等动力学特性,通过数据分析,获得了腔内自然对流的局部对流换热系数关联式。研究结果表明,在平流层环境下,外部非均匀热边界条件及其变化对封闭腔内低压气体的自然对流热特性与动力学特性影响很大。     

船用燃气轮机间冷器流路的数值计算分析

借助计算流体动力学(CFD)数值模拟技术,实现了船用燃气轮机间冷器整个流路的总压损失分析.数值模拟计算中针对间冷器模块采用了等效流通面积和等效换热效果的方法,有效解决了整个流道计算间冷器建模问题.数值模拟计算结果表明,CFD数值模拟技术可以有效的分析包括间冷器在内的整个流路的流场细节,改善间冷器的流路设计.CFD数值模拟技术与间冷换热器设计技术的结合,可以有效提高船用燃气轮机间冷器整个流路的优化设计水平.      

星用490 N发动机喷注器局部燃气泄漏试验

根据近期某卫星在轨故障模式,为了研究测压管嘴燃气泄漏对液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响,以该卫星用第二代490 N发动机为试验对象,开展了测压管嘴在0.1、0.3、0.5 mm直径泄漏孔下的高空模拟热试车考核,对发动机真空推力、比冲和关键部位温度进行了测量。试验结果表明：试验条件下测压管嘴燃气泄漏对发动机工作稳定性没有影响;0.1 mm泄漏孔对发动机工作性能和各测点温度没有影响。随着泄漏孔直径增大至0.3 mm和0.5 mm,测压管嘴堵头烧蚀程度加深,发动机真空推力和比冲均值下降幅度分别仅为0.4%和1.4%,表明试验条件下测压管嘴泄漏对发动机工作性能的影响较小。燃烧室喉部温度试验结果不受泄漏的影响,喷注器测压管嘴及其附近、模拟卫星支架测点温度上升明显,氧化剂控制阀温度上升较小,远离测压管嘴的测点温度几乎不受高温燃气泄漏的影响。