轴流泵叶轮内部流场大涡模拟及分析

本文将大涡模拟与基于特征线的有限元分离算法相结合,对轴流泵叶轮内部流场进行了数值分析.为验证算法的准确性和可靠性,对NACA0012翼型在雷诺数Re=800下且攻角为20°时的绕流流动进行计算,成功得到了该流动的双解,计算值与直接数值模拟结果相符.大涡模拟计算得到的轴流泵外特性曲线与y试验数据基本吻合,特别在偏离工况下能较好地反映泵的能量特性,表明大涡模拟有较好的工程应用前景.分析了叶轮的进出口流场速度分布及叶片表面的压力脉动,发现小流量工况时叶轮轮缘附近存在叶道涡和较强的压力脉动,此现象与导水锥段收缩流道造成的叶轮进口轴向速度非均匀分布有关.     

航空发动机加力状态控制系统设计与仿真

根据航空发动机加力状态控制计划,进行了加力状态控制系统的控制逻辑设计,并在该型发动机控制系统数字仿真平台上进行了喷口及加力燃烧室燃油流量控制器的仿真研究.仿真表明,设计得到的控制逻辑是合理、可行的,可以应用于航空发动机加力状态控制系统的设计.     

某型航空发动机加力参数异常故障原因分析

针对某型航空发动机出现的加力参数异常故障,根据发动机加力状态控制计划和调节规律,建立了以“加力参数异常”为顶事件的故障树,进行性能试验、分解检查,对故障原因进行分析,最终确定了故障源。根据控制原理分析与检查结果,判定该故障的具体原因为喷口加力调节器摆锤活门组件螺帽拧紧未到位,飞行过程中振动使螺帽松脱,螺帽与锁片通过低压腔进入喷口调节器使小轴支架组件卡滞,进而输出轴卡滞导致输出角度停留在部分加力状态,发动机无法正常退出加力进而导致加力参数异常。     

航空发动机燃烧室先进冷却方式研究

分析了航空发动机燃烧室冷却的基本原理,探讨了3种先进冷却室壁的结构和换热原理,比较了3种冷却方式的优缺点,研究结果表明,多斜孔气膜冷却在未来的航空发动机中,将得到更广泛的应用。     

某型发动机加力接通故障分析

本文对比了同一高度、速度点,发动机接通加力失败和接通加力时出现喘振的两种故障现象.通过对试飞数据的整理和分析,确定故障原因是加力1区供油量太小,不能满足小加力成功点火.当2区开始供油时,加力燃烧室突然开始工作,导致发动机加力工作不稳定.本文可以为航空发动机加力系统供油设计和试飞提供参考.     

大涡模拟理论进展及其在工程中的应用

介绍了大涡模拟的理论进展和发展趋势，给出了大涡模拟的常用滤波函数和模型。针对国内外的研究现状，描述了当前大涡模拟在工程中的具体应用。     

基于大涡模拟的风力机尾流特性研究

耦合大涡模拟(Large-Eddy Simulation,LES)与致动线方法(Actuator Line Method,ALM),对均匀入流下的水平轴风力机作数值模拟研究,探究三种亚格子(Subgrid-Scale,SGS)模型下风力机的尾流特性.结果 表明:雷诺应力与湍流切应力在叶尖涡与叶根涡区有明显的最大值与极大值,尾迹随下游位置的变化呈现出逐渐增大的各向同性;平均速度亏损比产生的湍流更持久.不同SGS模型在相同叶尖速比下得到的轴向速度干扰因子和速度环量沿叶片径向分布几乎相同.相同位置处的尾涡由不同强度的涡旋组成,能量较小的涡旋是尾涡组成中的主要部分;尾流发展的过程中,强度较大的涡集中在尾涡中心,强度较小的涡在尾涡外围分布.对于所使用的三种亚格子模型,能预测出相似的尾流效应,亚格子模型的选择对尾流的模拟影响较小;vSGS=0时,求解过程只有数值耗散,仍能获得很好的模拟结果.     

后台阶流场大涡模拟的入口边界条件研究

对不同入口边界条件下后台阶下游三维流场进行了大涡模拟。讨论了层流及湍流入口流速剖面下边界层厚度及湍流度对台阶下游平均流速剖面、再附长度的影响。模拟结果表明,对于层流入口流速剖面,边界层厚度对再附长度的影响很大,随边界层厚度的增大,再附长度将增大。对于湍流入口流速剖面,边界层厚度对再附长度的影响不大,而入口湍流度则对再附长度有较大影响。随着入口湍流度的增加,再附长度将会变短矗在雷诺数为5000情况下,当采用湍流入口流速剖面并选择湍流度为0．5％时,大涡模拟能得到与直接数值模拟基本一致的结果。     

航空发动机单头部低污染燃烧室试验研究

对航空发动机单头部矩形燃烧室进行了污染排放试验。设计了满足CAEP标准的燃气取样分析系统以及单头部燃烧性能试验系统,研究了单头部燃烧室不同的进口油气比对污染物排放和燃烧效率的影响规律。试验结果表明:在给定进口空气压力、进口空气流量和进口温度的条件下,随着进口油气比的增大,单位质量燃油产生的CO、NO和未燃碳氢均降低;而NO体积分数由于燃烧温度的增加越来越大;燃烧效率越来越高,燃烧更充分。     

射流泵内部流动的二维大涡模拟

建立了弱可压缩的大涡模拟运动方程，采用弱可压缩流体运动方程作为控制方程，按照Deardorff的方法引入大涡模拟，利用Smagorinsky的亚格子紊动模型封闭水流运动方程组；进而对该守恒形式的方程进行求解，用有限何种法离散，用MaCormark显式预测-校正步进法计算。通过大涡模拟，得到了射流泵内部流动的流场分布，轴向压力和流速变化，为射流泵理论研究和优化设计提供了可靠依据。     

基于大涡模拟法的液力缓速器内流场仿真分析

为解决目前广泛采用雷诺时均法模拟液力缓速器时容易忽略湍流涡旋、扩散等细节的问题,提出了基于大涡模拟法并同时使用SIMPLEC算法和滑移网格模型,对全充液工况液力缓速器内流场进行仿真分析的方法。确定了涡旋、回流出现的位置,得到了内流场速度和压力的分布特性,并在此基础上得到了制动力矩值。得到的制动力矩值与实验结果吻合较好,表明使用大涡模拟法对液力缓速器进行性能预测是准确有效的,其可以为液力缓速器内流场的设计研究和结构参数优化提供参考。     

液力缓速器三维瞬态流场大涡模拟及特性计算

为深入了解液力缓速器内部复杂的三维流动,采用大涡模拟和多可动区域计算的滑动网格法,利用FLUENT软件对液力缓速器全充液工况内部三维瞬态流场进行数值模拟。对计算得到的三维流场分布特性进行深入研究,分析流动现象成因,为提高液力缓速器性能奠定理论基础。基于流场数值解对制动扭矩进行了计算,将计算结果与实验结果进行对比分析,二者误差在5%以内,说明采用的数值模拟方法是准确有效的。     

节能离心泵全流道内部湍流的动态大涡模拟

应用不可压缩流体N-S控制方程和大涡模拟动态亚格子湍流模型,基于非结构网格和滑移网格技术,采用SIMPLEC算法实现速度、压力变量的分离求解,得到了某新型离心泵从进口到出口的全流道各过流部件的速度场和压力场分布,与k-ε模型计算结果比较表明,采用动态大涡模拟方法对离心泵内部流场预测更加精确、合理.     

中等半径比内轴高旋圆柱间湍流场的大涡模拟

利用大涡模拟对中等半径比内轴高旋圆柱间湍流场进行了数值模拟。半径比为0.83,形状比为6,侧墙为静止侧墙、旋转侧墙及无剪切力侧墙3种边界条件。模拟结果表明,大涡模拟对该类问题有较强的预报能力。侧墙静止时,涡流始于靠近侧墙的左下方和右下方位置,然后涡心向上向中间移动,涡胞逐渐变大,外轴上形成众多小涡,小涡的涡心向下移动涡胞变大,最后涡胞混合在一起,充满整个轴间。侧墙旋转时,涡流始于靠近侧墙的左上方和右上方位置,然后涡心向上向中间移动,涡胞逐渐变大,外轴上形成众多小涡,小涡的涡心向下移动涡胞变大,最后涡胞混合在一起,充满整个轴间。在无剪切力侧墙边界条件,涡流场形成过程与侧墙旋转时形成过程相似。轴间流场最终形成固定数量的涡胞,且随着时间的推移,各个涡胞呈现此消彼长的局面,始终保持固定数涡胞的存在。在侧墙静止和无剪切力条件,流场最终形成8个涡胞;侧墙旋转时,流场最终形成6个涡胞。     

Large Eddy Simulation of the Particle Coagulation in High Concentration Particle-Laden Planar Jet Flow

Particle coagulation by Brownian motion is an important but difficult research topic.When particle volume concentration is larger than 0.1%,the classic SMOLUCHOWSKI equation is not applicative anymore.The high concentration coagulation,with HEINE’s correction,source terms for the Taylor-series expansion method of moments(TEMOM) are firstly driven in this paper.Ultra-fine particle(d0?100 mm) with initial volume fraction f?1% coagulation in a planar jet turbulence flow is simulated via the large eddy simulation(LES).The instantaneous and time-averaged particle distributions and the high concentration enhancement are given out.The particle number concentration distribution results show that the coagulation is more intense comparing to dilute case in previous research,especially near the nozzle exit.After jet flow is fully developed,the effect is much more obvious at the region between vortexes.The time-averaged γ(the high concentration enhance factor) distributes sharply and symmetrically about the jet centerline at the upstream,but becomes broad and flat at downstream where the cross-stream averaged γ fluctuates drastically.As a new attempt,this paper shows Brownian coagulation with high concentration also can be calculated via TEMOM appropriately,and the coagulation at the region between vortexes is about 1.38 times intensive of the dilute result calculated by the classic Smoluchowski theory.     

468汽油机进气道流场模拟研究

本文以468汽油机进气道为主要研究对象.根据进气道中气流特性,运用GAMBIT应用软件对进气道等进行网格划分,并应用Fluent流场分析软件分别对气门升程在2mm、4mm、6mm、8mm工作状态下进气道速度场和压力场进行模拟研究,研究该汽油机进气道进气过程中气体流动状况,对进气道进行稳态的流场仿真分析,获得气道内部速度场和压力场的详细分布.并对结果进行定性分析,为气道的设计和改进提供理论依据.     

涡流二极管泵内部流场的数值模拟

为了研究涡流二极管泵内旋流场的形成发展过程、分布特征以及其流动不稳定性存在的可能性,采用大涡模拟的方法对涡流二极管泵进行数值计算.计算结果表明: 涡流二极管泵内的特征流场为兰金涡结构,兰金涡在进口雷诺数达到1.4×104时形成;切向速度的峰值速度为进口流速的5倍左右,而且不同旋流腔直径下的涡核半径相同;此外,在边界恒定的条件下,兰金涡是不稳定的,其涡心的轨迹为椭圆状.     

单、双类圆柱型杆件绕流的大涡模拟研究

通过建立不同拔模角的渐变截面正圆柱型、斜体圆柱型杆件以及阶梯圆柱杆件模型,包括单杆件与双杆件,采用大涡模拟的数值方法,采取涡粘性亚格子Smagorinsky模型封闭方程,对高雷诺数下类圆柱型杆件的绕流流动进行研究。在增加横向速度的条件下,分析了各类杆件模型气动载荷的时域、频域特性,得到了阻力系数、升力系数、周向压力系数的分布规律;分析了尾流漩涡的变化规律,以及由于涡的交替脱落导致的杆件壁面压力的变化。计算结果表明单杆件模型中当拔模角增大时阻力系数的幅值在时间周期上延后出现且幅值减小;双杆件模型中则是拔模角为3°的工况,但斜体放置时拔模角为1°主频最大,同时存在低频的峰值。周期内涡旋脱落产生一个周期升力变化的同时,产生1.5个周期的阻力变化。在气动载荷中升力系数受复杂工况的影响最大,阶梯圆柱型杆件的气动力稳定性较好。拔模角及横向风速影响杆件尾流的分布规律,使得涡的脱落点沿倾角及横向风速的下游方向偏移。     

航空发动机控制系统多学科仿真平台

FWorks是一个用于航空发动机控制系统分析、设计、集成和验证的综合平台,但是控制系统部件的仿真往往依赖于不同的仿真工具,因此在FWorks平台上集成这些不同仿真工具建立模型是一个极大的挑战。为此,通过在FWorks平台中集成FMI接口,在该平台上实现了多学科仿真软件模型联合仿真,极大地扩展了平台的仿真能力。