S弯进气道内流分离数值仿真

在现代战斗机的发动机问题的研究中,S进气道是现代航空战斗机推进系统的一个重要组成部分,进气道内的流场品质会显著影响发动机性能.由于进气道内部流动的复杂性,为进气道内的流动特性优化和改善畸变问题,采用计算流体力学方法,空间离散格式采用二阶精度的高精度数值格式,应用基于Rhie和Chow法则的压力-速度耦合算法来求解雷诺平均的N-S方程,对S进气道内部流场进行了数值仿真,主要对S进气道内部流场总性能和流场发展细节进行了研究.数值计算结果反映出了流场的基本物理现象:出口气体畸变和气流分离的发展.同时也说明了所采用的研究方法是可行的,并为S进气道内部气流分离控制奠定了理论基础.     

超音速巡航导弹用轴对称进气道设计与研究

针对设计马赫数为4的超音速巡航导弹用进气道的特点,选取混压式超声速轴对称冲压进气道,进气道外罩唇口的内型面采用椭圆形的型面设计.给出了设计方法.采用k-ω湍流模型,数值求解雷诺时均N-S方程,模拟得到了在不同飞行马赫数和不同反压条件下的流场结构、流动特征、设计参数和计算结果.有效地模拟了马赫数为4时设计工况与非设计工况条件下的流场性能,并给出了高马赫数内、外混合复杂流动的计算结果,可为弹用超声速巡航进气道的设计提供参考.     

柴油机螺旋进气道三维流场数值模拟

为研究柴油机进气系统的流场,通过计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)数值模拟手段对某柴油机进气系统即螺旋进气道-气阀-气缸的气流进行三维数值模拟.分析柴油机螺旋进气道的流动特点,揭示发动机进气过程的三维流动特性,有助于了解进气过程的复杂流动现象,为柴油机进气系统性能的进一步改进和优化设计提供理论依据.     

某型高超声速进气道性能的二维数值模拟

针对高超声速进气道内的复杂流动特性,以某型高超声速进气道为研究对象,利用商业CFD软件对其内外流场进行了二维数值模拟.得到了在不同的来流M数条件下某型高超声速进气道设计状态和非设计状态的特性,其计算结果对高超声速进气道的设计和试验研究都具有一定的意义.     

超音速进气道三维流场数值仿真与性能分析

减小冲压增程炮弹特别是进气道的阻力,可以提高炮弹的射程。建立了冲压增程炮弹超音速进气道的物理模型,采用N-S方程,并运用有限体积法对进气道进行了三维流场的数值仿真,得到了超音速进气道的流场结构图及性能参数,有利进行分析。重点研究了攻角对超音速进气道性能的影响。理论计算了进气道的总压恢复系数,并对进气道总压恢复系数的理论计算值与数值模拟值进行比较分析,基本一致。得到的结论为冲压增程炮弹提供了设计有效参考。     

聚碳酸酯合成中光化反应器的数值模拟

为了研究聚碳酸酯合成光化反应器内部的流场,了解反应器内部的混合情况,采用Fluent软件,用欧拉多相流及可实现k-ε模型,数值模拟了反应器内部的流体流动,分析了不同混合管长对物料混合的影响并得到了相应的最优管长;在最优管长下得到了反应器内部流场的速度分布、压力分布和体积分率分布,并对其流动特性进行了分析,获取了反应器内湍流流动的计算结果,为聚碳酸酯合成光化反应器的设计提供了数据。     

高超声速进气道设计方法研究

针对超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道采用斜激波压缩方法设计总压损失较大的问题,采用等熵压缩的方法对进气道下壁进行了流线化改进设计.利用计算流体力学软件Fluent,采用耦合隐式求解器,标准κ-ω湍流模型,对进气道流场进行数值模拟,分析比较了采用斜激波压缩方法和等熵压缩方法设计的两种进气道的设计点性能和非设计点性能.研究了燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响.研究表明,与斜激波压缩进气道相比,采用等熵压缩方法设计的曲线上壁进气遭总压恢复系数、流量系数得到明显提高,但其冲压比与前者相比有所降低;进气道进入不起动后,其捕获流量和总压恢复系数急剧下降.     

计算流体力学在烟气脱硫中的应用

为优化脱硫吸收塔内流场分布,提高脱硫效率,降低脱硫投资和运行成本,提出基于RANS方程和多相流模型的烟气脱硫数值模拟方法,基于FLUENT采用多相流模型针对吸收塔内烟气脱硫过程进行模拟.通过对吸收塔烟气和浆液区域进行建模及网格划分,并对内部和喷枪局部处流场进行数值模拟,分析得到浆液和烟气在吸收塔内的流动规律.模拟结果验...     

反应堆流场分析的数值模拟

运用CFD分析工具对反应堆内的流场分布进行数值模拟,给出反应堆燃料组件入口处流场的速度和流量分配情况.通过对计算结果的比较分析,对核电厂反应堆内的流动特性有比较全面的了解,从而为反应堆堆内构件的设计和优化提供分析依据.结果表明反应堆内流场采用CFD技术进行模拟计算是可行的.     

带微型涡轮的旋转盘腔内流场的数值仿真研究

对带有反预旋喷嘴的旋转涡轮盘腔内部流动特性进行数值仿真研究.采用Gambit2.10软件创建计算模型,采用Fluent6.1软件计算求解3个转速下(50rpm、800rpm、1300rpm)旋转盘腔内部流场的分布规律.压力速度耦合方法采用SIMPLE算法,各参数的离散采用二阶迎风格式.数值仿真结果表明:在低转速(50rpm)下,主要由进气惯性力控制流场内部结构;在过渡转速(800rpm)下,进气惯性力和旋转效应共同控制流场内部结构;在高转速(1300rpm)下,主要由旋转效应控制流场内部结构.同时得到流场内部切向速度的分布规律.     

On the application of boundary conditions to time dependent computations for quasi one-dimensional fluid flows

A study is made of the influence of boundary and initial conditions on time-dependent finite-difference solutions of quasi-one-dimensional duct flows. Several questions are addressed: (1) Under what conditions will a time-dependent solution converge to a steady-state supersonic flow, (2) Under what conditions will it converge to subsonic flow and (3) What conditions are necessary to insure a particular unique solution for subsonic flows. The results provide an orientation, or way of thinking, about the role of such conditions in time-dependent solutions of steady-state flows. The results also show that supersonic solutions are readily obtained by holding only pressure and temperature fixed at the duct inlet, and allowing velocity to float. However, subsonic solutions require pressure, temperature and velocity to be fixed at both the duct inlet and exit. If no conditions are held fixed at the exit, the results always converge to the supersonic solution, even if the fixed inlet mass flow is less than critical. In such a case, the program appears to generate additional mass flow between the inlet and throat, sufficient to choke the flow. These results also have some impact on two- and three-dimensional time-dependent solutions where subsonic flow is present on some or all portions of the flow boundaries.     

A computational study of the effect of angles of attack on a double-cone type supersonic inlet with a bleeding system

The flow characteristics of a supersonic inlet with a bleeding system under varying angles of attack are studied by computational 3D turbulent flow analysis. A compressible upwind flux difference-splitting Navier–Stokes method with the k–ω turbulence model is used to analyze the super inlet flowfields. The bleeding system successfully removes the low energy flow from the boundary layer near the throat. The bleeding system enables the supply of more uniform flow at the engine face compared to a supersonic inlet without a bleeding system at the expense of mass flow. More non-uniform flowfields are seen at the Aerodynamic Interface Plane when the angle of attack increases. These non-uniform flowfields at the supersonic engine face degrade engine performance.     

Computational study of flow in a rocket-based combined cycle (RBCC) engine inlet

A two-dimensional axisymmetric viscous flow analysis of a rocket-based combined cycle (RBCC) engine inlet is performed using a time-marching numerical scheme to solve the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. The flow configuration is a subscale model of the engine inlet which was previously tested in the 1X1 supersonic wind tunnel at NASA Glenn Research Center. The computed results are compared with the experimental data which include static pressure profiles along the centerbody and the cowl surface of the inlet. The computational results show a reasonably good agreement with the experimental data.     

在超音速压缩角下的湍流模型数值比较

在超音速飞机进气道的湍流数值仿真中,选择合适的湍流模型可以比较准确的捕捉激波位置和流场分布,对飞机发动机的设计和控制都是很重要的。但是对湍流模型的选择,文献中并无记载。针对上述情况选择了进气道的简化结构,分别运用标准的高雷诺数k-epsilon模型,重整化群RNG模型,Realizable k-epsilon模型及ASM模型等进行了数值仿真和比较。基于SIMPLE算法,采用相同的分析壁面函数处理法,并且对流项都采用MINMOD格式。从比较发现:RNG模型比标准的k-epsilon模型和Realizable k-epsilon模型精度高,比ASM模型精度稍低,但是比ASM模型省时间,最后作者认为RNG模型在算例中是最经济实用的湍流模型。     

二元超声速进气道数值仿真建模过程自动化

研究高速巡航导弹动力装置优化问题,针对进气道结构严重影响速度的提高,为减少人工建模的工作量,以提高数值仿真分析工作效率和满足二元超声速进气道设计方案的快速评比和选型的需要,提出建立流场计算域通用的结构化分区几何模型,统一基于所构造的基准进气道模型,一次性人工划分进气道结构化计算网格,根据边界几何控制,运用网格映射和比例变换方法,编程自动化实现由基准进气道计算网格映射生成实际结构不同的系列化二元进气道计算网格。用建立的模型进行仿真。结果证明,减少了建模工作量和提高了工作效率。     

反折式二元超声速进气道设计及数值研究

研究固体冲压发动机进气道优化问题,为降低弹用超声速进气道的外部阻力和提高导弹飞行速度,提出了一种具有低外阻特性的反折式二元进气道方案,明确设计流程和主要设计参数的选取,并针对2~3.5Ma速度范围的应用需求开展了方案设计。进一步采用Fluent软件进行数值仿真,研究了反折式进气道的流场特性和性能水平,并与传统设计方案进行了对比。结果表明,在捕获流量相同的条件下,反折式进气道比原方案具有更小的外部阻力及外廓尺寸,还能保持与原方案相当的总压恢复性能,满足工程应用需求,为设计提供依据。     

小型聚焦纹影实验台的设计与搭建

聚焦纹影系统能对垂直于光轴的特定平面内的流场细节进行显示,避免了视场范围内其余非均匀流场对背景成像的干扰。为实现对收缩喷管出口超声速流场的观测,设计并搭建了小型聚焦纹影实验台和超声速流动实验台。超声速流动实验台由2组收缩喷管组成,相距15 cm,垂直摆放,利用高压气源供气,使喷管出口继续膨胀产生超声速气流。首次利用CAD设计胶片上格栅间距尺寸,验证了在胶片纸上进行源光栅、刀口栅改造的正确性。综合考虑超声速流动区域的大小,选取了锐利聚焦深度和非锐利聚焦深度等设计指标。完成了对小型超声速流动实验台流场的拍摄,获得了其流场结构图。通过对比聚焦纹影、计算流体力学(CFD)仿真和传统纹影的流场图,说明此聚焦纹影实验台原理正确,可以达到预期的显示效果。同时,针对聚焦纹影系统高速流场的显示,提出合理的建议。     

可压缩全速湍流流动的边界数值处理方法研究

计算流体力学问题的边界条件处理方法关系到数值仿真结果的精确度。为解决算法的精度,提出了三维可压缩湍流流动的边界条件数值处理方法,对所研究的边界类型包括进口边界、出口边界和固体壁面,流动的速度范围涉及亚音速、跨音速和超音速。流场数值仿真采用SIMPLE算法,湍流采用k-ε模型仿真。将边界总结为沟通型和孤立型边界两种类型,对每一控制方程分别阐述特定的数值处理方法。应用提出的边界处理方法对单圆弧凸包通道进行数值仿真获得了合理的结果,跨音速和超音速情形下准确地计算出了流场中存在的激波。     

液体冲压发动机仿真模型研究

发展了一种弹用液体冲压发动机仿真模型.利用小偏离线性化理论和分段集总参数法,分别研究了超声速进气道、燃烧室和可调收敛喷管的建模方法.以正激波作为上边界,燃油流量的小变化作为扰动方程,喷管作为下边界,从而建立了液体冲压发动机仿真模型.根据所建立的仿真模型,对冲压发动机系统进行了仿真实验.仿真结果验证了仿真模型的有效性和合理性.该模型可用于液体冲压发动机控制系统的研究.