流向强迫作用下的液体初始雾化机制及动力学特征

使用Volume of fluid (VOF)方法和基于树形数据结构的自适应算法来研究射流雾化的破碎过程以及扰动对射流破碎机理产生的影响。在无扰动情况下,液体射流的头部、液丝和液滴随着射流时间的发展不断发生演变。射流头部先呈现蘑菇状外形,随后液丝生成,并慢慢转变成网兜状,直至断裂形成小液滴。在周期性流向强迫的作用下,射流液柱的表面会形成周期波,其液丝破裂形成液滴的时机与稳定射流情形相比会有所提前,射流形成的头部更趋于扁平,最终生成的液滴数量更多。低中频阶段,随着扰动频率的增大,射流未扰动液柱长度(L)逐渐缩短,液滴直径的概率密度分布(PDF)趋于尖锐,液滴平均直径(SMD)增大。在高频阶段,随着扰动频率的增大,L会随之增大,液滴直径的PDF分布变得平缓,SMD会减小。     

非轴对称端壁设计的高负荷涡轮气热性能研究进展

非轴对称端壁设计因能够有效地减少涡轮叶栅的二次流损失和提高气动性能而在高负荷涡轮设计中得到应用。简要回顾了涡轮叶栅二次流模型和非轴对称端壁造型方法,重点综述了非轴对称端壁设计的高负荷涡轮气动性能研究进展和抑制端壁二次流的作用机制,介绍了非轴对称端壁设计的高负荷涡轮端壁气热耦合作用的冷却特性研究进展,总结了高负荷涡轮非轴对称端壁设计技术的应用成果,展望了非轴对称端壁设计在高负荷涡轮的高效气动和冷却布局应用方面需要深入研究的内容。     

剪切气流驱动液滴运动的受力分析

实验研究了剪切流驱动的液滴在固体表面上起始运动的受力机理。工作中使用一系列液体和固体表面来获得不同的液滴接触角,并在小型风洞中进行实验。实验中对液滴的启动气流速度进行了测量,并综合各种起始时刻的参数信息,建立了一个关于液滴接触线表面张力和剪切气流拖拽力平衡的数学模型,揭示了液滴脱落时刻的受力情况。所建立的模型更适合液滴1变形情况,但对于其它类似情况的剪切气流驱动液滴运动也能够进行合理的描述。     

民用飞机鸟撞研究现状

 鸟撞事故是近年来对民用航空威胁较大的事故之一,民用飞机鸟撞研究已经渐渐成为各国学者研究的新热点.本文详细介绍了民用飞机鸟撞研究的现状.总结了近年来鸟撞事故所造成的损失,列举了一些航空大国的航空管理部门针对鸟撞作出的适航管理规定.对于鸟撞问题的研究,从鸟撞过程的理论分析研究、数值模拟研究和试验研究3个方面进行了综述.对于近些年国内外的飞机抗鸟撞设计,主要包括新材料的运用以及新的结构形式的运用,进行了详细介绍.最后,对未来民用飞机抗鸟撞研究的发展作了展望.     

进气温度对航空发动机燃烧室辐射换热的影响

为了解燃烧室内火焰辐射换热特性,建立了某型航空发动机燃烧室计算模型,利用数值模拟方法,研究了不同进气温度下燃烧室内燃气温度、碳黑粒子生成及分布变化对燃烧室辐射热流量和火焰筒壁温的影响。研究结果表明：随着进气温度的升高,燃气温度升高,碳黑粒子质量分数增大,且高温区和碳黑粒子生成区均往前移;火焰筒壁温急剧升高,高温区集中在燃烧室中间段和掺混段,主燃区火焰筒壁温相对较低;辐射热流量不断增加,由3245 W增加到8674 W,辐射热流量主要受燃气辐射特性影响     

扩散连接空心瓦伦结构抗冲击强度分析

针对发动机空心叶片的钛合金三层空心瓦伦结构,分析了不同瓦伦结构特征参数对抗冲击强度的影响试验。通过有限元数值模拟和逆向分析的手段,估算出钛合金空心瓦伦焊缝的失效强度。对数值模拟结果进行分析,得到在冲击载荷下相邻瓦伦夹角、焊缝长度与扩散连接焊焊缝失效强度之间的关系,为空心风扇叶片等空心瓦伦结构零部件的设计和抗冲击强度分析提供参考。     

跨声速轴流压气机非轴对称端壁造型优化设计

为探索非轴对称端壁提高跨声速轴流压气机性能的潜力,基于三维数值模拟优化平台,针对跨声速轴流压气机转子进行了非轴对称轮毂优化造型,深入分析了非轴对称轮毂造型对跨声速压气机流场结构及性能的影响机理。结果表明:优化造型后的非轴对称轮毂同时提高了该跨声速压气机的效率和压比,最高效率点效率提高0.31%,压比提高0.31%,并改善了压气机的变工况性能。     

基于可靠性的飞机风挡抗鸟撞优化设计

传统的飞机风挡设计通常在确定的工况下进行,未能充分考虑实际鸟撞风挡过程中不确定性因素的影响,导致飞机鸟撞风挡的故障多发。综合考虑鸟撞飞机风挡过程中鸟体材料参数、质量、撞击速度等不确定因素的影响,以飞机风挡抗鸟撞的可靠度为约束,风挡质量为目标,基于双循环方法和近似技术建立了风挡抗鸟撞可靠性优化设计系统,利用一阶矩法进行可靠性分析,对某飞机风挡进行了基于可靠性的优化设计。实例分析证明所建风挡抗鸟撞可靠性优化设计系统可行有效。     

民机客舱下部吸能结构分析与试验相关性研究

以民机典型机身段客舱下部结构为研究对象,建立了结构坠撞有限元模型,利用LS-Dyna软件进行了结构能量吸收特性分析。基于吸能结构思想,以降低传递到客舱地板的加速度载荷为设计目标,提出了一种民用飞机客舱地板下部结构吸能设计方法。设计制造了全尺寸的吸能结构试件,并进行了垂直坠撞试验。为评估坠撞分析与试验的相关性,提出了一种基于能量的能量吸收特性评估方法。首先对预试验分析结果与试验结果进行了相关性分析,根据相关性分析结果对分析模型进行了修正。修正后坠撞分析结果与试验结果的相关性表明,乘员质心处的平均加速度响应峰值误差为16.44%,最大平均反弹速度误差为10.53%,修正后模型的总体刚度与实际结构一致,分析获得的结构总体变形模式与试验结果基本一致。但能量吸收时间和加速度峰值出现的时间与试验结果相比误差较大,表明结构连接失效等结构建模细节对计算结果有显著的影响。     

基于大涡模拟的离心式喷嘴雾化过程研究

为实现离心式喷嘴雾化过程的精确数值仿真,探究喷嘴内部流动特性与外部液膜破碎形式,采用基于大涡模拟的仿真方法,对一种典型的四进口离心式喷嘴进行研究,仿真结果揭示了喷嘴内部相界面的振荡现象与外部液膜的破碎细节,并通过耦合流体体积法（VOF）与离散相模型（DPM）,获得液滴粒径的空间分布特征。研究结果表明：在液体填充过程中,喷嘴内的气液相界面存在波动与褶皱,形状并不稳定,内部的空气芯直径呈现正弦模式的振荡变化,喷嘴出口液膜厚度沿周向分布不均,这些因素导致出口附近的液膜表面出现扰动。在不同的进口条件下,不稳定性导致液膜表面上的扰动波形式不同。进口压力为0.3MPa时,液膜破碎由开尔文-亥姆霍兹（K-H）不稳定性产生的轴向正弦波所导致,产生沿周向分布的环形液带;在0.7MPa下,液膜表面开始出现由瑞利-泰勒（R-T）不稳定性引发的周向扰动波;随着压力增加至1.1MPa,液膜的破碎则由R-T不稳定性主导,产生沿轴向分布的液带结构,随后在气动力与表面张力的作用下破碎成液滴。二次雾化破碎后,喷嘴外部截面内的粒径呈“单谷”分布,液滴平均粒径计算结果与实验的最大相对误差为5.1%,与实验数据吻合度较高。