基于两相流模型的挤压油膜阻尼器空化流场特性数值模拟

基于气液两相流理论中的Mixture模型和Zwart-Gerber-Belamri空化模型,采用动网格技术建立了两端开口中心槽供油型挤压油膜阻尼器三维非定常空化流场求解模型。数值模拟表明:随着阻尼器内环进动,考虑两相流动的油膜低压区在中心槽的两侧产生两道对称的条状负压带,条状带内具有较高的气相体积分数;阻尼器低压区的压力和气相体积分数对进油孔位置十分敏感,阻尼器油膜力和流场气穴比的变化频率与进油孔数密切相关。内环同心进动半径、进动频率对阻尼器空化流场影响的数值计算表明,进动半径和频率的增大均会使得流场内的空化现象加剧,同时气穴比的相位滞后现象愈加显著。      

盖板式预旋系统的压比和熵增特性

对预旋系统内的压力变化相关研究较少。基于理论分析、实验测量以及数值计算,对某盖板式预旋系统的压比及熵增特性进行研究。通过理论推导,对预旋系统内压比与无量纲温降的关系进行分析。在最高转速可达10000r/min的高转速实验台上,测量了转盘上的气流静压以及相对总温,进而获得压比及熵增特性。进行三维数值计算,将数值计算结果与实验结果进行了对比,并根据数值计算结果对预旋系统内的熵产分布以及各元件的熵增情况进行分析。结果表明:系统温降以及旋转马赫数大小决定了预旋系统的理想最大压比,而实际压比与理想压比的比值取决于系统内的熵增大小。采用数值计算以及实验测量所得结果对理论关系式进行了验证,最大偏差2.7%。旋转马赫数一定的条件下,随系统无量纲温降增大,系统压比逐渐减小。由于熵增影响,实测压比与理想压比最大相差约36%。预旋系统内的熵增主要发生在预旋腔静止壁面、接受孔前后、供给孔进口等气流旋转比发生剧烈变化的区域。预旋系统内主要元件的熵增随流量增大都呈逐渐增大的趋势,但接受孔处熵增最小值出现在喷嘴出口旋转比等于1左右时,流量过小或过大都会导致接受孔处熵增变大。     

当量比对连续旋转爆轰燃烧室特性的影响

为了探究当量比对甲烷-空气连续旋转爆轰燃烧室（CRDC）特性的影响,利用二维可压缩欧拉方程对CRDC进行了数值研究,分析了爆轰波的发展过程和贫燃熄火过程,对比了不同工况下CRDC特性参数的变化情况。结果表明:CRDC起爆后燃烧场在由不稳定状态到相对稳定状态的过程中发生了2次碰撞,当进气当量比较低时,CRDC未能完全发生2次碰撞过程就已经熄爆。随着进气当量比的降低,爆轰波传播速度、轴向平均速度、出口平均温度、出口平均总压均呈下降趋势;增压比随当量比降低而减小的根本原因在于旋转爆轰燃烧过程和等压燃烧过程的熵增差减小,使吉布斯自由能增量差减小。CRDC的燃料驻留时间处于亚毫秒量级,燃烧热效率保持在99%以上。      

超声速气流中复杂冷却结构的传热分析方法

针对应用于高超声速吸气式发动机中的复杂再生冷却结构,为了更好地对其进行传热性能评估,在充分借鉴液体火箭发动机传热分析方法的基础上,集成多种成熟高效的技术,建立了一种解耦的传热分析方法。该方法首先借助计算流体力学技术确定结构件工作的热环境,提取必要的参数后依据半经验关系式确定气侧的换热边界条件;然后,通过将冷却流动假设成一维流动,根据换热准则确定液侧的换热边界;最后,对冷却结构进行有限单元离散,计算传热过程,获得温度场特征。该方法将换热与导热过程解耦,降低了研究问题的复杂性,适用于复杂构型的热防护设计。通过后掠尖缘再生冷却支板的热防护试验,证实了传热分析方法的可靠性,且显示算法对本例的预测误差约在8%左右。     

下一代大型军用运输类飞机气动布局及作战应用趋势浅析

随着导弹发射车、重型装甲车、智能无人集群等重型物资装备的远程快速投送需求剧增,以及隐身战机、远距空空弹、防区外自主武器等穿透性打击能力的逐渐成熟,现有常规大型军用运输类飞机在适合未来战场需求和生存能力等方面将面临巨大威胁,其投送/加油/预警指挥的活动范围将被严重挤压。本文首先对现有常规大型军用运输类飞机的国内外现状进行简要概述;然后分别介绍美俄等航空大国开展的下一代大型军用运输类飞机及其关键技术研究;最后对下一代大型军用运输类飞机气动布局发展趋势以及可能作战应用场景进行简要分析,并提出一种分布式涵道油电混合推进运输类飞机气动布局。     

比例与非比例加载下30CrMnSiA钢多轴高周疲劳失效分析

为了分析比例与非比例加载下,30CrMnSiA钢的多轴高周疲劳的失效规律。通过对30CrMnSiA钢材料开展比例与非比例(δ=90°)加载下的多轴高周疲劳试验,研究了应力幅比和相位差对疲劳寿命、断口特征及裂纹起裂角度的影响。试验结果表明,对于比例与非比例加载,随着应力幅比的增大,多轴疲劳寿命逐渐增加。对疲劳断口分析发现,裂纹萌生于试件表面,断口有明显的疲劳源区、扩展区和瞬断区,不同加载路径下的试件断口形式有明显差异。通过对起裂角度的分析发现,应力幅比大于0.25时表面裂纹有明显的第Ⅰ阶段向第Ⅱ阶段的转变,且第Ⅰ阶段沿着接近最大剪应力幅值平面方向扩展,第Ⅱ阶段沿着接近最大正应力平面方向扩展。此外,对典型试件的疲劳断口及表面扩展路径进行了分析,研究表明多轴疲劳试验试件裂纹的特征比值在0.3~0.5之间,且裂纹沿深度方向扩展至300 μm时占总寿命的85%以上。      

预旋喷嘴径向角度对预旋特性影响的数值研究

为了降低低位进气预旋流路的气动损失,针对带有不同径向角度（0°~30°）预旋喷嘴的预旋系统进行了数值仿真,并对流动特性、温降特性和比熵增特性进行了分析。结果表明:随着预旋喷嘴径向角度的增大,预旋系统无量纲温降先增大后减小,流动阻力减小,预旋系统的流量随之增大。旋转雷诺数为2.3×107时,预旋喷嘴带径向角度的预旋系统无量纲温降比传统喷嘴最大可提高18.3%,存在某一角度使预旋温降特性达到最好。预旋系统内的耗散主要发生在预旋腔和共转盘腔内,径向角度为10°时其比熵增变化量分别占整个预旋系统总体比熵增的42.4%和30.2%;合理设计预旋喷嘴的径向角度,能改善预旋腔内气流的流动效果,并且可以减少整个预旋系统的不可逆损失。      

高长径比银纳米线的制备及其透明导电薄膜性能

为改善产品长径比,本文在经典多元醇法的基础上,经过常压滴注路线和密闭溶剂热路线分别制备银纳米线。详细讨论了反应时间、反应气氛及反应物投料比等相关参数对银纳米线的产率和长径比的影响。发现密闭溶剂热法在缓解环境污染的同时降低了生长过程中的扰动,所得银纳米线平均直径约55 nm,长度约65μm,长径比接近1 200。以之制备的透明导电薄膜的方阻仅6Ω,波长550 nm下透光度为78. 6%,品质因数(FOM)高达246,优于常压滴注路线。     

一体化凹腔支板稳定器贫油熄火性能初步试验

在来流温度773~1 073 K、来流马赫数020~032及常压条件下,试验研究了来流温度及马赫数对一体化凹腔支板稳定器(ICBSF)贫油熄火(LBO)性能的影响。结果表明:由于凹腔结构有利于燃油的蒸发与雾化,一体化凹腔支板稳定器的贫油熄火油气比为0001 3~0002 7,具有较宽的贫油熄火边界;与传统钝体火焰器类似,一体化支板稳定器的贫熄油气比随着来流马赫数的增加而增大,随着来流温度的升高而减小。此外,当来流温度显著增高时,来流马赫数对一体化支板稳定器贫油熄火油气比的影响变弱;同样,当来流马赫数显著增高时,来流温度的影响也变弱。     

前可变面积涵道引射器特性的试验与数值模拟

为了研究主、次流的进口总压比及出口背压对前可变面积涵道引射器(FVABI)工作特性的影响与流动掺混机理,采用试验与三维数值模拟方法对不同进口总压比下引射器工作性能及掺混流场随背压变化规律进行了分析。结果表明:标准k -ε模型用于引射器掺混流场的模拟具有较好的准确性;进口总压比越大,引射器总压损失越大;进口总压比不变,随背压增加,引射器总压损失先减小后增加;进口总压比不变,引射器在背压变化过程中存在总压损失最小点;背压减小时,引射器存在临界工况点,且进口总压比越大达到临界工况点的背压越大,可变涵道比的范围变窄;主、次流掺混过程主要集中在沿气流方向上x/l=03~06位置之间,在黏性力作用下动量、质量充分交换,沿流向截面速度径向分布趋于均匀。