一种双斜切双压缩面进气道地面流态的数值模拟研究

 采用基于 MUSCL插值的 Roe格式三维 N-S方程数值求解程序对地面状态下双斜切双压缩面进气道内外流场进行了数值分析,得到了其流动图谱,分析了其流场特征。计算中考虑了机身和边条翼的影响,计算结果表明 :1在进气道进口段外壁和下壁内交角处出现了较大的贴角分离包,分离导致了进气道出口较大总压畸变的产生。 2进气道横截面二次流动在进口段表现为一反向旋转的对涡,对涡中顺时针的旋涡较强,控制了进气道的外上角,逆时针的较弱,控制了进气道的内下角;在出口截面表现为较强的顺时针旋向的整体旋流。 3由于顺时针旋流的影响,进气道横截面上的总压高压区位置由进口段的内上角顺时针旋转到了出口截面的外上部,而由分离引起的总压低压区则由进口段的外下角顺时针旋转到了出口的内下部。将计算结果与实验结果进行了比较,验证了所采用的数值模拟方法的可靠性。     

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。     

后掠翼边界层横流不稳定性的实验研究(英文)

在西北工业大学的低湍流度风洞中,采用升华法研究有无粗糙带情况下,45°后掠翼三维边界层内的横流驻波不稳定性及其转捩模式。在未引入人工粗糙带,雷诺数为5.50×105~1.65×106范围内,模型的转捩分界始终为位于最小压力点之后的一条直线,转捩由T-S波触发。当Re≥1.38×106时,对应最不稳定横流驻波的3.5~4.0mm条纹出现在转捩的上游区域,条纹间距与线化稳定性理论的结果吻合。当Re=1.65×106时,实验证实了横流驻波扰动对前缘粗糙度的极度敏感。考虑到抑制最不稳定横流驻波就很有可能抑制后掠翼飞行器上由其主导的转捩,在机翼前缘布置不同间距的粗糙带,研究其对边界层内横流驻波的影响。当Re=1.38×106时,2.5mm间距的粗糙带有效的抑制了3.5~4.0mm最不稳定驻波,该现象为后掠翼上的转捩控制技术提供了一条新思路。此外,当6.0mm、7.0mm和8.0mm的粗糙带被引入时,条纹间隔表现为3.0mm、3.5mm和4.0mm的谐波波长。     

Design and optimization of solid rocket motor Finocyl grain using simulated annealing

The research effort outlined the application of a computer aided design(CAD)-centric technique to the design and optimization of solid rocket motor Finocyl(fin in cylinder) grain using simulated annealing.The proper method for constructing the grain configuration model,ballistic performance and optimizer integration for analysis was presented.Finocyl is a complex grain configuration,requiring thirteen variables to define the geometry.The large number of variables not only complicates the geometrical construction but also optimization process.CAD representation encapsulates all of the geometric entities pertinent to the grain design in a parametric way,allowing manipulation of grain entity(web),performing regression and automating geometrical data calculations.Robustness to avoid local minima and efficient capacity to explore design space makes simulated annealing an attractive choice as optimizer.It is demonstrated with a constrained optimization of Finocyl grain geometry for homogeneous,isotropic propellant,uniform regression,and a quasi-steady,bulk mode internal ballistics model that maximizes average thrust for required deviations from neutrality.     

两层堆叠3D-IC层间液体冷却流动及换热特性

随着电路层的垂直堆叠,三维集成电路(3D-IC)的功耗密度成倍增加。具有良好散热能力的层间液体冷却是一种非常有效的方法。采用数值模拟的方法研究了雷诺数在150～900范围内面积为1cm2,针肋直径为100μm,通道高为200μm,通道间距为200μm的带有层间顺排微针肋两层芯片堆叠3D-IC内流体流动与换热特性。结果表明:与相应尺寸的矩形通道结构相比,带有层间顺排微针肋液体冷却3D-IC具有良好的换热效果。在雷诺数为770时,芯片的功率高达250W,其体积热源相当于8.3kW/cm3;较矩形结构通道,顺排微针肋结构的热源平均温度和热源最大温差只有46.34,13.96K,分别减小了13.26,21.34K。      

具有针肋的狭窄空间冲击冷却实验和数值计算

对具有全高度针肋扰流的狭窄空间冲击冷却进行了实验和数值计算,并与平板靶板冲击冷却传热性能进行了对比分析.射流冲击雷诺数范围为15000~30000.实验采用瞬态液晶热像技术获得了冲击靶板上详细的传热分布,并通过数值计算获得了冲击冷却系统中的流场和传热特征.实验研究表明:狭窄空间冲击冷却中的针肋靶板端壁上的平均传热性能比平板靶板提高约7.0%,压力损失提高约17.9%,并且针肋改善了靶板端壁上传热均匀性.另一方面,数值计算分析表明近壁面射流以及空间中的上洗涡流与针肋表面发生强烈相互作用,并且针肋显著地增加了换热面积,因此具有针肋扰流的冲击冷却系统具有显著增强的总体传热性能,比平板冲击冷却提高约27.0%.      

Effects of Staged Injection on Supersonic Mixing and Combustion

The three-dimensional (3D) reacting flow in a staged supersonic combustor is examined numerically. In order to obtain the optimum stream-wise vortices, a swept ramp injector is chosen as the second-stage wall injection combined with the first-stage central strut injection. The performance of the two-staged injection is compared with that of a one-staged injection, while the strut is kept installed in both cases. The two-staged injections can make full use of the residual oxygen near the wall and release more heat. The second-stage injection further downstream avoids the strong shock waves in the isolator and results in a rising wall pressure and good burning effects after the wall injection. Therefore, it allows more fuel to be injected into the supersonic combustor without causing thermal choking. Parallel injection from the second-stage swept ramp shows low total pressure loss and the best burning efficiency, compared with the other injection angles.     

翅片-泡沫铜复合结构的导热增强作用

由于翅片能够极大提高沿翅片伸展方向的导热能力,因此为满足一些航空大功率元件的散热要求,提出采用翅片-泡沫铜复合结构作为导热增强介质的概念.制作了翅片厚度分别为0.5,0.8mm和1.0mm的翅片-泡沫铜/石蜡实验件.通过瞬态和稳态的方法对实验件的热特性进行了测试,结果表明添加1.0mm翅片后复合材料的等效导热系数达到11.4W/(m·K),分别为泡沫铜/石蜡和纯石蜡的3.7倍和42.2倍;在相同热流密度下,采用翅片的装置热源与散热面的最大温差相对于未采用翅片的装置降低了73.2%~90.0%.实验证明翅片能够显著提高泡沫铜/石蜡的等效导热系数和动态热响应速度.根据实验结果提出了适用于翅片-泡沫铜/石蜡相变过程的无量纲数关联式.      

高超声速钝双楔绕流流动转捩与分离流动的壁温影响

为研究壁温对吸气式高超声速飞行器进气道转捩流动的影响,选取钝双楔这一典型外形,基于德国Aachen工业大学Thomas与Herbert所开展的双楔高超声速风洞试验,分析了一些已有的计算流体力学(CFD)研究内容,并结合本文不同方法的CFD数值模拟结果,讨论了不同壁面温度对该双楔模型高超声速绕流流动转捩与流动分离的影响。对于双楔模型,流动分离一般发生在拐角附近,由于流动分离旋涡的剪切作用会诱发流动转捩,转捩又会改变流动分离强度、分离涡尺寸,若分离流动存在非定常特征则将导致非定常旋涡运动与流动转捩的复杂相互作用。通过比较已有文献的CFD数值模拟结果与本文计算结果,表明只有按照转捩思路开展的数值模拟才能够反映该风洞试验情况。计算结果与试验数据的比较显示,文献中按照第一压缩面层流与第二压缩面湍流状态计算得到的结果能够在一定程度上与风洞试验数据相符,本文使用MUSCL格式、剪切应力输运(SST)湍流模型与γ-Reθ关联转捩模型这种计算方法,得到的结果与试验数据符合较好,正确地反映了风洞试验情况。分析还表明,在分离流动之前的区域,随着壁面温度的升高,壁面热流会下降,近壁区域黏性系数变大,边界层内速度剖面不饱满,速度边界层较厚,厚的速度边界层容易发生流动分离现象。     

前后掠风扇叶片颤振特性对比分析

采用基于能量法的流固耦合数值预测方法对比研究了模态、叶间相位角对前后掠风扇转子叶片气动弹性稳定性的影响.结果表明:对于两种掠形叶片,在所研究的前3阶振动模态下,前掠叶片对应于弯扭耦合振型的气动模态阻尼比最大,其数值为0.801%,而后掠叶片对应于弯扭耦合振型的气动模态阻尼比最小,其数值为0.248%;叶间相位角对两种掠形叶片气动模态阻尼比都有显著影响,在1阶振动模态相同叶间相位角(节径)下,前掠叶片前行波对应的气动模态阻尼比小于逆行波对应的气动模态阻尼比,而后掠叶片与此相反;1阶振动模态所有叶间相位角下,前掠叶片比后掠叶片气弹稳定性更好.