二维沟槽粗糙槽道内的湍流特性研究

采用激光多普勒测速技术对光滑和粗糙槽道湍流特性进行了实验研究.粗糙元为二维横向V型沟槽,沟槽深度为0.8mm,沟槽间距为6.4mm,对应的槽道半高度与沟槽深度比为12.5.基于中线时均速度和槽道半高度的流动雷诺数范围为2740~17400.实验测量了包括时均速度、湍流强度、雷诺切应力和速度脉动偏斜因子和平坦因子在内的湍流统计量,结果表明沟槽型粗糙度对湍流的影响不仅局限于边界层内区,而是延伸到整个边界层范围.粗糙壁面上的粗糙度函数随雷诺数的增大而增大,时均亏损速度也较光滑壁面高.沟槽抑制了内区的流向湍流强度,同时增大了外区的湍流强度.粗糙壁面上的雷诺切应力高于光滑壁面,且与湍流强度一样表现出对雷诺数的依赖性.尽管沟槽型粗糙度对流向平坦因子影响不大,但对流向偏斜因子有显著影响.     

周向槽机匣处理对跨声速轴流压气机影响分析

设计了一种周向槽机匣处理结构,并利用全三维定常数值模拟方法,研究了该机匣处理结构对某跨声速轴流压气机转子性能和流场的影响。结果表明,数值模拟结果与实验结果符合良好,该周向槽处理机匣使压气机转子的失速点流量减小了11．5％．有效地扩大了其稳定工作范围,但是同时也使得其峰值效率下降了0．82％。对压气机转子内部流场的分析表明,周向槽处理机匣扩稳的主要机理在于其对叶尖间隙泄漏涡与激波干扰后形成的低速流团的抑制,以及对叶片吸力面附面层径向涡在机匣面堆积形成的低速流团的吸除。     

周向槽机匣对轴流压气机转子畸变响应特性的影响

基于给定的进气周向总压畸变谱,应用全三维数值计算方法,研究了周向槽处理机匣对NWPU-1轴流压气机转子容畸变特性的影响,初步揭示了其在进气周向总压畸变条件下的失速机理。结果表明,在均匀进气条件下,周向槽处理机匣对叶尖间隙泄漏涡形成和发展的抑制是其扩稳的主要原因;在进气周向总压畸变条件下,该轴流压气机转子失速的主要原因是畸变引起的攻角变化,造成部分叶片的负荷过重,由于周向槽处理机匣的作用主要在叶尖部分,所以并不能有效的扩大该压气机转子的稳定工作范围。     

涡轮叶片尾缘新型结构的换热与流阻

为了提高涡轮叶片的耐温能力,针对涡轮叶片尾缘内冷复合通道提出两种新的隔板结构。通过实验研究了新结构与传统隔板结构对通道的换热和压力损失的规律。采用薄膜加热片作为加热器提供等热流边界条件。实验结果表明：新的隔板结构的设计可以明显增强通道换热的均匀性,其中带孔直隔板提高换热均匀性的同时,部分区域的局部换热能力有所下降,同时压力损失也有所降低;而对于波形隔板结构,部分区域的局部换热能力也有所下降,但平均换热增大。该结构在对换热进行改进的同时,也伴随着压力损失有所增大。实验结论可为大型发动机涡轮叶片的内部冷却结构优化设计提供基础依据。     

致密孔阵气膜冷却绝热温比和对流换热系数的数值研究

采用数值模拟方法研究了气膜孔叉排方式下孔间距和吹风比对致密孔阵气膜冷却绝热温比和对流换热系数的影响.结果表明:减小相邻孔间距与孔径比或增加吹风比,平均壁面温度就越低,且温度分布更为均匀,绝热温比提高,热侧壁面平均换热系数也随之增大;相对于增加气膜孔阵的密集程度而言,吹风比的增加所带来的绝热温比改善和对流换热系数增加幅度略有减弱.特别是当吹风比大于1以后,吹风比的影响程度比较微弱.      

局部流动分离诱导结构振动问题的数值模拟

基于非结构网格技术和SST-DES模型,采用流体与结构紧耦合策略,对飞机机身突出物（如雷达罩）下游的蒙皮振动过程进行了数值模拟计算。在求解NS方程过程中,使用有限体积法,结合有限元法求解结构运动方程。在时间域内模拟了不同结构参数和飞机不同迎角下的飞机蒙皮的结构响应,建立了亚音速条件下壁面流固耦合分析方法。计算结果表明：机身突出物诱导出的分离涡的确可以激发下游壁面的振动,其壁面振动的幅度与结构本身参数密切相关,振动主要为发生在壁面的法向上,随着迎角增加,壁面的振动减弱。通过基本原理和算例可以看出,方法可以预测不同条件下壁面的动态响应过程,适用范围宽,可以用于壁面结构的设计。     

连续旋转爆轰波在无内柱圆筒内的数值模拟

在对同轴圆管内的连续旋转爆轰的已有研究成果进行总结分析后,提出无内柱的连续旋转爆轰的燃烧室模型.利用结合了一步化学反应模型的圆柱坐标系下的Euler方程三维数值模拟了在这种燃烧室内爆轰波的传播行为.数值结果表明:爆轰波由初始起爆的单向传播最终自动收敛稳定到若干个典型爆轰波头的流场结构.在当前进气条件下,流量可以达到450kg/m2s,其基于反应物的比冲约为1900s.与同以H₂/Air作为燃料时同轴连续旋转爆轰发动机(RDE)燃烧室模型的2000s相比,基于反应物的比冲十分接近,但由于内部有可燃气以爆燃形式燃烧等原因,有5%的损失.      

发汗冷却喷管多孔壁面的分段设计分析

对于采用烧结多孔结构作为发汗冷却壁面的喷管,为最大限度的减少冷却剂流量,提出了对多孔介质壁面沿轴向进行分段的发汗冷却结构.通过采用Fluent软件对分4段结构的多孔壁面推力室发汗冷却进行数值模拟并且与不分段的发汗冷却喷管比较发现,分4段的结构在满足室壁温冷却要求的前提下可将冷却剂与主气流量百分比从28.3%降至12.6%,这表明烧结多孔结构分段设计是减少喷管发汗冷却剂流量的有效手段.      

层板推力室发汗冷却壁温特性的初步研究

对液体火箭发动机发汗冷却层板推力室的壁温特性进行了初步研究,通过建立一维固液耦合温差模型,利用有限体积法,计算得到沿推力室径向层板固体和冷却剂的温度分布,并对影响壁温特性的各种因素进行了计算分析,包括冷却剂流量、层板导热系数和冷却通道尺寸等.结果表明:冷却剂流量是控制层板结构温度的重要参数;层板应该采用一种导热系数适中的材料,过大或过小导热系数的材料都不利于推力室的整体性能;较大的冷却通道宽高比有利于层板向冷却剂导热;冷却通道内的换热效率与冷却剂流量和层板导热系数有关.      

电离对高超声速热化学非平衡气动热环境的影响

高超声速飞行,激波后高温气体会发生电离,飞行器气动热环境复杂。5组元（N₂,O₂,NO,O,N）、7组元（N₂,O₂,NO,O,N,NO+,e-）和11组元（N₂,O₂,NO,O,N,N₂+,O₂+,NO+,O+,N+,e-）热化学反应采用Gupta化学反应模型,分别数值研究电离作用对高超声速热化学非平衡气动热环境影响。本文分析了不同催化壁面条件下,高超声速热化学非平衡电离流场气动热环境特性。电离作用对激波离体距离和气动力载荷的影响很小。5组元热化学非平衡不考虑电离作用,流场温度和壁面热流密度偏大。11组元热化学平衡强电离流场温度最低;7组元热化学非平衡弱电离流场NO+和e-生成量过低;11组元热化学反应能对热化学非平衡电离流场气动力和热流密度载荷可靠预测。壁面催化作用会增大壁面热流密度,但它对高超声速热化学非平衡电离流场温度和气动力载荷的影响很小。