矩形隔离段内激波串结构及其影响因素分析

隔离段是超燃冲压发动机的重要组成部分,主要作用是隔绝燃烧与进气道的相互干扰。隔离段中存在的复杂流动现象一直是人们研究和关注的重点。利用三维数值模拟方法对矩形隔离段激波串特性影响因素进行了研究,主要分析了不同来流马赫数、单侧和对称扩张角以及壁面凹腔等因素影响下的激波串特性。结果表明:在高来流马赫数条件下,隔离段内激波串长度变短,隔离段抗反压能力增强,总压损失增大;在单侧和对称扩张隔离段内的激波串结构存在差异,且隔离段后的流场总压损失与扩张形式无关;隔离段添加壁面凹腔后,在不同反压下会出现2种模态（亚临界凹腔模态和超临界凹腔模态）,2种模态下隔离段内激波串结构及流场参数特性有所不同,超临界凹腔模态下隔离段抗反压能力下降,总压损失增大。本文的研究结果可为隔离段和燃烧室设计及试验提供参考。     

大涡模拟中亚格子模型的改进及其在槽道湍流中的应用

在用大涡模拟的方法计算具有强剪切的槽道湍流时, 常用的亚格子应力模型, 包括考虑壁面修正的模型, 都会出现平均流剖面偏高的现象.这表明在壁面附近亚格子应力模型还不能描述实际情况.针对这一问题, 修正了亚格子雷诺应力模型的壁面函数, 得到了较好的计算结果.用修正后的模型计算出的平均速度分布、均方根速度的分布以及雷诺应力的分布, 均与直接数值模拟(DNS)的结果吻合较好.      

激波诱导轴对称气动矢量喷管壁面静压分布的试验

在落压比3～10,次流相对流量0%～20%的情况下,对扩张段开缝的激波诱导轴对称气动矢量喷管模型试验件的壁面静压分布进行了试验.结果表明:次流的注入形成了周向壁面静压差,使喷管内流场呈现明显的三维流动特征;落压比和次流相对流量对喷管的壁面静压分布有较大的影响,并在一定条件下影响到收敛段的流动;在落压比4,次流相对流量大于15%时,激波有可能会碰到周向距次流注入最远处的壁面,使其气流分离并引起壁面静压的升高.      

湍流壁面脉动压力场测量技术:传声器阵列

在壁湍流中,壁面压力脉动虽然信号微弱,但包含了湍流中许多旋涡结构运动特征。本文详细介绍了一种传声器阵列测量技术,通过测量壁湍流壁面脉动压力场来快速检测壁湍流场中不同尺度的旋涡结构运动特征。为此,在自行设计的声耦合腔标定装置上对各传声器进行标定得到其幅频-相频响应特性传递函数。实验建立了传声器阵列测量系统,以后台阶湍流作为例,将16个传声器以阵列方式沿流向安装在台阶下游壁面上,对分离再附湍流的壁面脉动压力场进行了同步测量和信号重构。实验结果分析表明:传声器阵列测量技术可以很方便地捕捉到壁湍流中旋涡结构的非定常运动特征。这种传声器阵列脉动压力测量技术在风工程、空气动力学等非定常流动实验研究中有很好的应用价值。     

小直径平底铣刀铣削淬硬钢实验研究

淬硬钢以其优良的特性在模具行业中得到广泛的应用。但是在淬硬钢铣削过程中,其本身固有的极差的切削性能使得刀具磨损、破损非常严重,特别在小直径铣刀加工淬硬钢时影响更为突出。文中通过采用直径为2mm的TiAlN涂层硬质合金铣刀对S136淬硬模具钢进行中高速干式切削实验,分析了小直径涂层铣刀切削淬硬钢时切削速度、进给速度和切削深度对切削力的影响规律;提出在提高单位时间材料去除率并且要求切削力尽可能低的情况下,采取提高切削速度的策略要优于增加每齿进给量的策略;通过SEM观察刀具失效形态分别为刀尖破损、侧刃微崩、涂层烧伤与脱落和疲劳裂纹。为小直径铣刀的应用提供理论依据。     

主次流静压差对离散孔气膜冷却效率的影响

本文对6种不同开口规律的离散孔平板进行了实验研究,分析了6个试件的冷却效率的轴向及周向分布以及主次流间的静压差等来流气动参数对冷却效率的影响,得出了在孔板的起始段,冷却效果较差,主次流间的静压差的变化对冷却效率的影响不明显;随着沿程的进行,开孔率越高、主次流间的静压差越大,冷却效果越好;气膜发展比较充分时,冷却效率沿周向的变化可以忽略不计;开孔率一定时,采用较小的孔径对于改善离散孔板的冷却性能是较为有利的等一些有实用价值的结论。     

高负荷叶片弯曲对壁面流动的影响

测量了低展弦比高负荷涡轮直叶片和正、反弯叶片叶栅端壁和叶片表面静压及流道内损失沿流向的发展, 并对端壁和叶片吸力面上的流动进行了墨迹显示。实验结果表明:叶片正弯增大了叶栅进口段逆压梯度, 并在叶片吸力面前部形成反“C”型静压等值线, 加剧了叶片前缘的鞍点分离和吸力面分离线向叶栅中部的收敛。叶片反弯减小了叶栅进口段逆压梯度, 在吸力面进口形成垂直于端壁的静压等值线, 不仅削弱了鞍点分离, 而且造成吸力面上的自由涡层型分离, 避免了吸力面上、下分离线相交, 因此二次旋涡损失大为降低。      

静止可燃气热射流爆震起爆块结构自适应网格加密数值模拟

为了深入认识理解静止可燃气热射流爆震起爆的机理过程,采用块结构自适应网格加密方法的开源程序AMROC,进行二次开发,在LINUX系统中建立小型集群并行计算系统,应用于静止可燃气热射流爆震起爆过程高效精细数值模拟,并根据流场特性划分三个阶段进行分析。结果表明:对于一定条件下的热射流,静止可燃气中的热射流爆震起爆对壁面的依赖性很强,正是通过壁面的反射作用形成局部爆震燃烧;通过左壁面和上壁面的有效二次壁面反射,上壁面处的局部爆震燃烧进一步增强,强化的局部爆震燃烧逐渐向整个等直管道中传播;上壁面和下壁面的局部爆震燃烧同时形成之后,双三波点结构在管壁中来回碰撞碰,形成周期性的稳定爆震燃烧。     

考虑油滴变形和二次油滴效应的轴承腔壁面油膜流动分析

航空发动机轴承腔油气两相流动状态下的壁面油膜分布和流动速度直接影响其润滑和换热特性.考虑油滴变形和二次油滴沉积效应作用,通过油滴变形和运动、油滴/腔壁碰撞过程质量和动量转移以及二次油滴运动和沉积分析,获得油滴沉积过程的质量和动量转移;在此基础上利用根据力平衡原理和质量守恒原理建立的壁面油膜分布和流动的力学模型获得壁面油膜的厚度和速度分布.分析和探讨了油滴变形对油滴速度和运行轨迹的影响,变形和二次沉积效应对油滴质量和动量转移以及壁面油膜厚度和速度分布的影响.计算结果表明:考虑变形后油滴所受阻力增加,其运动速度减小,运行轨迹更加弯曲,一次质量转移增加,一次动量转移减小;二次油滴的数量很大,其沉积质量和动量转移是轴承腔中油滴质量和动量转移的主要部分;油滴变形和二次沉积效应作用下壁面油膜的厚度和流动速度都明显增大,润滑油加速排出.     

壁面催化对高超声速飞行器气动特性影响

针对高超声速流动中的高温真实气体效应,采用数值模拟求解三维N-S方程的方法研究了壁面催化对高超声速飞行器气动特性的影响规律。研究发现:对于文中所选两类高超声速飞行器———大钝头CEV再入飞行器和仿HTV2高升阻比升力体飞行器,壁面催化对表面压力影响均较小,对剪切应力的影响在飞行器不同部位表现不同:在头部和前缘等强压缩区域,壁面催化对表面剪切力影响明显,在大面积和背风区位置,壁面催化对表面剪切力影响微弱。这是因为壁面催化使得具有更大惯性的大分子气体在近壁处聚集,从而导致更高的速度梯度。由于大钝头外形波阻在整体气动特性中占优,而高升阻比外形头部强压缩区域面积较小,头部强压缩区域剪切力对整体气动特性贡献较小,最终体现为壁面催化对整体气动力影响微弱。