预旋进气的盘腔系统内流场的数值研究

用CFD软件(FLUENT6.0.12)对预旋进气的盘腔进行了数值模拟，计算中采用了多种湍流模型，包括Spalart—Allmaras单方程、K—epsilon和K-omega多种双方程模型，结果表明Spalart-Allmaras模型与结果符合得较好；通过计算研究了流场结构，流场主要由两个参数旋转比βp和湍流参数λT控制，λT主要决定源区的大小，计算结果验证了自由涡流的存在，并且盘腔压力分布的计算值与理论曲线符合得很好。     

轴对称矢量喷管内流特性的不同湍流模型计算

利用二阶迎风格式，在采用三种不同湍流模型分别对轴对称矢量喷管三维内流场进行对比计算后，S-A-方程模型成为文中数值模拟中最有效的湍流模型，并将此模型计算的结果与模型试验结果进行了分析比较。研究结果表明，在矢量状态下，计算结果和试验结果相比，气动矢量角的相对误差不大于6％，流量系数的相对误差不大于l％，推力系数的相对误差不大于l％，所开发的计算方法可用于轴对称矢量喷管的工程设计。     

CARET进气道研究综述

对Caret进气道研究发展过程进行了回顾 ,提出了一种Caret进气道设计方法 ,并对其进口激波系结构及管道内流动特点进行了分析。     

二维凹槽超声速湍流流动数值模拟

本文采用时间、空间均为二阶精度的NND差分格式,以及Menterk ωSST二方程湍流模型,数值模拟了二维开式凹槽超声速粘性流动。用组分扩散方程计算了凹槽内粒子驻留时间。本文给出了M∞=3,长深比L/D=3,后壁倾斜角为90°和30°两种几何形状凹槽的计算结果,与相应的实验符合甚好。计算亦表明,该模型较高地估计了涡粘性,从而使流动更稳定。     

双侧进气突扩燃烧室流场数值模拟

采用有限体积法和SIMPLE算法对冲压发动机突扩燃烧室流场进行了数值模拟,湍流模型采用标准二方程湍流模型,燃烧模型采用EDM模型。给出了流场中速度、速度流函数、湍流强度以及温度的分布。分析了流场特征,并与无燃烧状态下的流场进行了比较。     

带直肋及气膜出流的回转通道内冷气流动特性

将航空发动机高压涡轮叶片内冷通道进行简化,以实验方法研究了带90°直肋及气膜出流的变截面回转通道内冷气的流动特性。根据肋和气膜孔的结构特点,将通道划分为若干个特征单元。结果表明:与无气膜出流时相比,通道出口段存在气膜出流时其有效压力分布发生了较大的变化,使得整个出口通道的有效压力下降,在气膜孔附近压力下降更为明显。在其他条件不变时,与单元内其他位置的气膜孔相比肋后气膜孔出流量较大。      

激光深熔焊熔池动力学特性研究

分析了激光深熔焊熔池流体流动的热边界层和固-液界面边界层的特点,研究了小孔内壁金属蒸发以及小孔上方等离子焰对熔池流体流动的作用,在考虑入射激光功率密度以及流体粘度变化对激光焊接熔池影响的基础上,建立了具有激光深熔焊熔池特点的熔池动力学数学模型的框架,指明了激光小孔焊熔池流动模拟的发展方向。     

轴对称旋成体流动结构的数值研究

利用N-S方程模拟了旋成体的绕流过程。旋成体流场由不同层次的涡结构组成,包括主涡、二次涡t、ertiary涡、螺旋涡、羊角涡、U型马蹄涡。文中清晰地展示了这些结构,简要分析了各类结构的特性和功能,强调了亚结构和三维结构在流态发展与流场演变中的作用。     

'W'型无尾布局流动机理研究

基于NS方程数值模拟方法,研究了‘W’型无尾布局的流动机理。与参照前掠翼布局相比,‘W’布局优越的气动性能来源于其流动形态的变化:小迎角时,翼身融合升力体设计,使机体表面流动更为通畅,升力增加,机体部件干扰减小,部分补偿了因机身加宽,浸润面积增大带来的摩擦阻力,使总阻力没有明显增加。α≥6°,‘W’布局具有新的流动结构,机翼上表面流动由侧缘涡和前缘涡及其诱导的二次涡所控制,侧缘涡与前缘涡之间产生有利干扰,增强了对机翼表面流动的控制能力,不仅带来涡升力,而且有效控制了前掠翼根部流动分离,是其具有优越纵向气动性能的物理原因。‘W’布局新的流动结构为其横侧气动性能改善奠定了基础,为进一步完善布局设计提供了理论依据。     

微型飞行器相关布局气动特性实验研究

微型飞行器由于飞行雷诺数比较低,其流动现象和机理比较复杂,对其进行相关的实验研究是尤其的必要且可行。本次试验通过由带有一定厚度和弯度的翼型构成的矩形机翼和反齐默曼机翼的对比实验、不同弯度的对比试验、不同参数的鸭翼实验以及翼尖小翼实验,重点分析了平面布局、弯度、鸭翼以及翼尖小翼对气动特性的影响。试验结果表明:在带有一定厚度和弯度的情况下反齐默曼气动性能好于矩形翼;适当的弯度能提高飞行器升力特性和纵向稳定性;鸭翼能有效地提高微型飞行器的气动特性;翼尖小翼能改善飞行器的升阻特性。