混压式进气道与弹体一体化流场数值模拟

基于Favre平均的N－S方程和B／L代数湍流模型,采用Jameson格式和矩阵人工粘性,对X布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟,研究了解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气 启动问题,得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布,讨论了绕弹体非均匀来流条件下,进气道的位置,附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹性气动力的影响,结果表明,对混压式进气道必须进行附面层抽吸,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响。     

旋转方截面U型通道分离流二阶相关分量测量

为了深入了解旋转涡轮叶片内冷通道中的紊流特性，并为CFD研究提供实验数据，用激光多普勒测速仪（LDA）测量了旋转U型通道中分离流的雷诺应力分量。通道的转轴与弯道的曲率轴平行，测量是在与转轴垂直的对称平面中进行的，流动状态为Re=100,000,Ro=0,0.2和－0．2。直接测量的分量为ux^2^-,Ux^2^-和uxux^-，结果表明旋转对紊流分布的形式有很强的影响。在测量的三种旋转状态中Ro=0.2的正转和Ro=0.2的负转分别具有最低和最高的紊流强度。根据测量到的信息估算了雷诺应力uiuj^-的产生率，结果显示负转的产生率比正转时高。     

计算流体力学在吸气式推进领域中的某些应用

计算流体力学对于吸气式推进的发展具有至关重要的作用,但目前的应用水平尚低于飞行器外流领域。为了使计算流体力学在吸气式推进领域发挥更大的实效,除了普遍适用的原则和方法之外,对于物理模型地应数学模型的分析与发展将是一个重要方面。本文介绍了航空发动机气动热力重点实验室所开展的部分工作。     

高速人字齿轮副风阻损失及其影响因素分析

建立高速人字齿轮副外部空气的流体动力学模型,基于RNG （re-normalization grop）k-ε湍流模型及动网格技术,仿真分析了齿轮周围气流瞬态特性,阐明了齿轮风阻损失机理,研究了齿轮副转速、转向和螺旋角变化对风阻功率的影响规律。结果表明：齿轮副风阻损失主要来源于齿面压差力矩,风阻功率近似与转速的3次方成正比;齿轮副正反转将改变轮齿周围气流方向及齿面最大压差位置,但对风阻功率无影响;螺旋角增大有利于降低风阻功率,螺旋角越大,齿轮副风阻功率降低越显著。单齿风阻力矩曲线呈周期变化,通过啮合区时出现增大-减小至负值-再增大-减小至平稳的波动特性,在非啮合区时趋于平稳;单齿风阻力矩波动值随转速增大而增大,随螺旋角增大而减小。     

混合润滑条件下的星形人字齿轮系统温度场

针对星形人字齿轮系统,采用热弹流润滑理论和粗糙峰接触计算方法获得不同表面粗糙度下齿面各啮合位置的油膜承载比例及摩擦因数,结合齿面接触载荷和滑移速度计算,分析齿面热流密度分布状态;借助齿轮系统喷油润滑流场仿真得出系统油液分布及齿轮表面传热系数;基于流体动力学仿真和混合弹流润滑分析结果,建立齿轮系统稳态温度场有限元模型,仿真研究各齿轮表面的温度分布规律。结果表明:啮合区中心油膜越厚油膜承载比例越高;综合摩擦因数受几何参数和载荷影响,内、外啮合齿轮副从节点处向齿顶齿根位置摩擦因数呈先增大后减小趋势;太阳轮啮合频次高且散热较慢,温升高于其他齿轮,高温区位于齿顶和齿根,随粗糙度增大太阳轮温度明显升高。     

基于CFD的风扇驱动齿轮箱流场和温度场特性分析

建立了GTF(geared turbofan)发动机风扇驱动齿轮箱仿真模型,采用RNG(renormalization-group) k -ε湍流模型和MRF(multiple reference frame)模型对风扇驱动齿轮箱内部流场和温度场进行了数值模拟。结果表明:在齿轮箱外啮合啮入、啮出位置,由于分油盘喷油口所在的两个倒角平面和流体速度方向垂直,出现了局部的涡流。齿轮箱中行星轮齿面温度最高,太阳轮其次,内齿圈温度最低。行星轮轴承滚子温度高于轴承内、外圈,行星轮轴承内圈采用环下润滑冷却方式,轴承内圈温度较低,行星轮轴承外圈温度受行星轮齿轮本体温度的影响,比内圈温度高。行星齿轮轮齿沿齿宽方向中间位置有一个温度峰值。沿齿高方向,靠近行星轮齿顶位置有一个较高的温度峰值,靠近齿根位置有一个相对较低的温度峰值。     

Ejection Separation Characteristic Analysis of Parachute Container Cover from Return Capsule for Lunar Exploration

The parachute container cover ejection separation is the first and foremost motion for the return capsule recovery system, which is related to the success of a recovery system. Adopting the computational fluid dynamics （CFD） simulation and flight dynamics coupling method, the parachute container cover ejection separation is simu lated. The rationality of the ejection separation speed and dynamic characteristics of the separation process is ana- lyzed. Meanwhile, the influences of angle of attack, Mach number and ejection separation speed on the parachute container cover ejection are also investigated. Results show that the ejection separation speed design is reasonable. It has a certain design margin for parachute container cover to escape from the wake region, and to pull out the drag parachute completely. The results may provide a theoretical basis for recovery system engineering design of the lunar exploration project.     

大攻角下S弯进气道内气流的动特性

本文给出了横截面形状由矩形圆滑过渡到圆形的S弯进气扩压管道在0°～80°进气攻角下出口截面总压动态信号与进口气流脉动的关系,内容包括进、出口气流动态信号的基本性质及其联合性质,以及出口总压脉动的均方根值随攻角变化的规律。研究结果表明,进气攻角增大时,出口总压脉动的均方根值先增大后降低;进气攻角大于20°后,出口总压与进口气流脉动有相关作用,其中以60°攻角时相关作用最强;S弯管道内的旋流对出口总压脉动最大的位置及它与进口气流脉动相关最强的位置有决定性的影响。     

基于动态非结构重叠网格法的直升机前飞非定常流场数值模拟研究

 发展了非结构重叠网格技术,提出适合于直升机旋翼运动的动态非结构重叠网格算法,该算法使得在采用非结构重叠网格模拟直升机流场时实现程序自动处理网格,不需任何人工干预。流动控制方程采用非定常可压缩Euler方程,空间离散采用Jameson有限体积法,时间推进采用双时间步长法,为加速收敛,在双时间步长内循环迭代中采用预处理技术。为验证本发展的预处理解算器以及动态非结构重叠网格的算法的可信性和有效性,开展一系列的数值实验,模拟了不同速度范围的NACA0012翼型绕流,Caradonna旋翼悬停和前飞流场以及Robin直升机机身-旋翼组合的前飞非定常流场,结果表明采用本文算法得到的结果是可信的,网格处理是自动高效的,可以应用于直升机全机流场模拟,为直升机设计提供可信指导数据。     

基于旁路溢流原理的流体脉动主动控制

 随着现代飞机液压系统向高压、大功率方向发展,周期性流体脉动更容易在液压能源系统中产生流固耦合振动,导致液压管路疲劳破坏。针对被动式流体脉动抑制方法不具备自适应性、对低频脉动抑制效果差等缺点,提出了基于旁路溢流原理的流体脉动主动控制方法,即在与能源主管路连通的分叉管路上安装压电陶瓷驱动伺服阀主动消振器,通过主动消振器的溢流产生次级脉动波与主管路中原有压力波相互抵消,使管路中流体脉动减小。并针对流体脉动周期性特点,提出一种在线频率估计的自适应前馈控制方法,利用参考传感器测量泵源脉动信号,在线获取脉动频率,并以此频率构造控制器的参考输入信号,实现对流体脉动的主动控制。为验证所提方法的有效性,设计了主动消振实验平台。实验结果表明,所提出的脉动主动控制方法具备很强的自适应性,能对流体脉动进行很好的抑制。