一种超声速翼对超声速气体分离器流场的影响

气流的高速旋转是超声速气体分离器实现气液分离的关键。设计了一种梯形弯扭结构超声速翼,并对超声速翼前后速度、温度、压力变化进行了数值模拟。结果表明：气流经过超声速翼后高速旋转,最大切向速度可达227 m/s,最低温度为206 K,并且翼后无强激波产生,可以实现良好的气液分离。     

平面静压气浮轴承超音速流场的研究

为了全面快速进行平面气浮轴承超音速流场的计算分析,对原有的简化建模方法进行了改进和完善.建立了包括供气孔在内的完整轴承流道,依据壅塞状态时轴承质量流量不变的条件,推导出流道各部分气流速度、马赫数、雷诺数和压力分布的计算公式.计算结果表明,激波位置、马赫数、雷诺数和气膜内压力与供气压力、气膜间隙、供气孔径大小有关.通过与实际的测试结果相比可以发现,随着供气压力的增大,采用改进后的简化模型的方法得到的压力与实验测试结果基本一致,而且简化模型得到的最大恢复压力位置与实验结果也基本一致,可从本质上反映出流场内受力状态.但由于简化模型将进气孔处的激波假设为正激波,忽略了气体粘性,导致求解的压力最小值与实测值误差较大.     

自由射流试验中超声速进气道流场的数值研究

应用CFD方法,通过特征线法设计超声速喷管,在喷管出口形成超声速进气道高空飞行时的工作环境。分析不同马赫数下喷管出口马赫数分布情况,发现出口核心区存在于距离喷管出口壁面垂直方向3倍边界层位移厚度的位置。简要分析了二元超声速喷管出口马赫数分布情况。将自由射流模型模拟结果与模拟飞行模型模拟结果进行比较。进气道进口斜激波分布基本一致,分布合理,与理论吻合较好,喷管的射流满足高空模拟试验要求。     

凹腔长深比对超声速燃烧室内振荡现象的影响

为研究不同长深比的凹腔对超声速燃烧室内的流动状况及自激振荡现象的影响,采用数值模拟方法改变凹腔长深比由2至6研究入口来流马赫数为1.58的超声速燃烧室内的压力振荡现象,计算捕捉到了超声速燃烧室中的压力脉动和凹腔剪切层拟序结构的演化过程以及振荡频率和声压级的变化.研究发现:凹腔内剪切层状态决定凹腔前后缘激波的强弱;随着长深比增加,振荡增强、声压级变大,而振荡频率整体向低频转变;长深比不同时振荡主频也在变化.剪切层波动与声波传播相互耦合是导致自激振荡现象的主要原因.     

马赫角与马赫数关系的简洁推导

根据物理学的理论，建立了超声速小扰传播的波动方程中与相互作用力相对应的项，采用频谱分析法得到了速度势的付里叶变换式，由此证明了超声速物体产生的马赫波的马赫角与马赫数所满足的关系式，并可得到与实验相符合的激波特性。     

激波驱动颗粒群加速效果优化的实验研究

为了通过波后气流的加速来实现颗粒群加速效果的优化,该研究基于现有的水平激波管装置,设计加工了分别针对亚声速、跨声速和超声速波后气流的三种不同类型加速喷嘴。使用高速摄影仪对固体颗粒群的运动图像进行捕捉,通过沿激波管轴向动态压力测量确定激波速度和激波马赫数Ma。结果表明:其他条件都相同时,颗粒粒径越小,颗粒群运动的尾迹现象越不明显,颗粒群的加速效果越好;对于不同类型的喷嘴结构,其他条件都相同时,应该根据波后气流的马赫数合理的选取喷嘴来进行加速,从而优化颗粒群的加速效果。     

干粉粒径对灭火器超声速气固两相流影响的数值模拟

使用流体仿真软件FLUENT中的SST k-ω湍流模型与离散相模型对超声速喷管内外不同粒径气固两相流进行数值模拟,以研究干粉粒径对干粉灭火器灭火效能的影响.结果 表明:随着干粉粒径的增大,马赫数等值线沿喷管轴线向下游推移,激波位置随之向下游变化,射流激波强度随颗粒粒径的增大而增大;1 μm粒径气固两相流颗粒的随流性较强...     

受限空间内超声速混合层生长特性

为获得受限空间内激波作用下的超声速混合层生长规律,以支板喷射超燃冲压发动机典型流道为研究对象,开展了2.3Ma氢气射流与2.0Ma空气来流所形成的超声速混合层的生长特性研究.基于OpenFOAM计算平台,采用大涡模拟方法,数值研究了超声速混合层的流场结构和特征,流场结构和组分分布与实验结果吻合较好.通过超声速混合层组分浓度、厚度、可压缩效应及总压损失的分析,获得了超声速混合层的生长特性.研究结果表明:受限空间内超声速混合层的生长过程具有4个典型阶段,支板末端的膨胀波/激波结构会显著减低对流马赫数,从而降低混合层的可压缩性,促进混合层的生长;激波与混合层的相互作用能够增强局部湍流强度,获得涡量增益,加快混合层的生长速率,促进混合效率,但同时会引起较大的总压损失,降低发动机性能.发动机设计时要综合考虑波系结构与混合层相互作用带来的混合增强和总压损失,实现性能优化.     

旋流器后置型超音速分离管流场分析

结合气体动力学和流体热力学原理, 设计了一种旋流后置型超音速分离管.针对新结构建立了三维数值计算模型, 并结合可实现k-ε湍流模型对超音速分离管内部流场进行模拟, 得出了管内轴心上的压力、温度、马赫数及湍动能的分布, 同时对不同截面上径向的压力、温度、马赫数及旋流加速度进行了分析.结果表明:当压损比为47.5%时, 分离管内Laval渐扩段 (距离分离管入口98 mm处) 出现明显的激波现象, 获得最大马赫数1.736, 此时膨胀得到的最低温度为190.52 K, 可为超音速分离管提供足够的凝结动力;旋流发生器后面可获得较大的旋流加速度, 产生较强的分离效果.     

超声速气固两相流在不同压强比下的数值模拟研究

使用FLUENT中的DPM(离散相)模型对不同压强比下的气固两相流在超声速喷管中的流动、分布等情况进行了数值模拟研究.结果显示:两相流在喷管壁上的压力分布波动较大;在较小压强比条件下,固体颗粒的速度分布较均匀;当压强比增加时,固体颗粒的速度分布在径向上呈中间高,边界低的曲线状;大的压强比能获得较高的颗粒速度和激波强度.     

亚、跨、超音速CFD方法的研究

文中基于微分算子的物理机制,提出一种隐式分步法——耦合压力和温度修正方法.在曲线坐标系下运用非交错网格技术,将该方法在全马赫数范围内向求解三维粘性流体流动控制方程方向扩展.对Navier-Stokes方程和湍流模型正k-ε方程,分别采用不同的求解方法进行求解.通过对一维收扩喷管流体流动及三维拉伐尔喷管中的超音速粘性湍流流动的数值计算,计算结果与文献中计算结果及试验数据相符良好.进而表明该方法是可行的,对于马赫数变化范围较大的流动具有较高的模拟精度和较快的收敛速度,有广泛的应用前景.     

磁头/盘界面超薄气体润滑雷诺方程的数值求解

针对利用一般数值方法求解超薄气膜润滑雷诺方程时出现的不易收敛问题,提出了基于PDE工具求解气体润滑雷诺方程的方法,计算了具有不同克努森数和最小间隙的平板型滑块空气轴承和双轨型滑块的气膜压力分布.并求解了作用面上的轴承力.计算结果与利用MGL方法和DSMC方法求得的计算结果比较表明,该方法具有足够的求解精度,且收敛速度快.该方法为具有复杂磁头形貌特征的超薄气体润滑雷诺方程求解提供了一种方便、准确的方法.     

亚-超声速混合层流动特征研究

为了获得亚-超声速混合层速度分布、压力分布及混合层发展的基本特征,开展试验与数值模拟研究。试验中采用粒子图像测速技术PIV测量二维速度分布;数值研究中,湍流模型为标准k-ω,考虑亚-超声速混合层的压缩性影响,开展稳态流场特征模拟。亚声速气流马赫数为0.11,超声速气流马赫数为1.32。研究结果表明:混合层具有非稳态特征,分界面发展经历近似线性发展、褶皱与变形、破碎;时均特征为混合层沿流向近似呈现线性增长,增长率为0.135;混合层内速度和总压分布具有相似性特征。     

三种湍流模型模拟能力的对比

采用中心有限体积，Runge-Kutta方法显式求解三维Reynolds平均Navier-Stokes方程，使用三种湍流模型数值模拟跨声速及超声速流动。着重介绍半方程J－K模型的两个改进版本：J－K90A模型和J－K92模型，该模型对分离流动有较好的模型能力。J－K模型92年版本具有更好的模拟大攻角，大分离流动的能力，它能较准确地模拟背风面涡的结构与强度，同时能更好地模拟壁面压力分布，当流动存在较强激波时，平衡态的Baldwin-Lomax模型模拟的激波位置明显地靠后。对于附体或中等分离的流动，三种湍流模型都能得到与实验结果吻合良好的结果。     

低动压标定激波管

为了在激波管中获得适合于低压传感器动态校准用的低阶跃压力信号,从选择合适的低压膜片材料降低运行马赫数和提高激波速度的测量精度等方面入手,在浙大流体力学实验室西Φ90标定激波管上得到了幅值低于0.06kgf/cm~2、精度高于4％的低阶跃压力。通过实际传感器的动态校准,证明该低压标定激波管特性良好。     

超声速干粉灭火喷管气固两相射流特性的数值分析

针对超声速气流驱动干粉颗粒形成的缩放喷管气固两相射流,采用拉格朗日方法、气固双向耦合模型以及Shear-Stress Transport k-ω湍流模型进行数值模拟,分析了颗粒装载比、萨夫曼力和入口压力等因素对气体参数、颗粒速度以及颗粒聚集度的影响.结果表明:气固双向耦合模型可以准确的分析气体与颗粒之间的相互作用.当高...     

激波诱导火焰变形的数值模拟

在充满氢气空气混合气体的激波管中,对激波诱导火焰变形失稳的过程进行数值模拟.根据计算结果讨论流场中激波结构与火焰形状的变化情况,同时给出激波诱导火焰燃烧转爆轰的形式和发展过程.结果显示:激波与火焰作用过程中存在λ结构和二次激波诱导区域的形成,入射激波马赫数为2.3时形成爆轰.     

可压缩机翼绕流的数值模拟及其稳定性分析

运用数值模拟的方法分别模拟了马赫数为0.5、攻角为3和8的可压缩的机翼绕流流动,同时研究了马赫数为0.75、攻角为1.5,5和8的具有激波的可压缩流动机翼绕流,模拟结果与实验数据符合良好。采用能量梯度方法分析了流体流动的稳定性,研究发现:Spalart-Allmaras湍流模型能够准确反映出可压缩机翼绕流流动的流场特性;对于未产生激波的可压缩机翼绕流,背风的一侧首先发生失稳,且在机翼前端的上缘首先发生失稳;对于具有激波的机翼绕流,激波处的能量梯度最大,首先发生失稳。     

一种新型的节点间断Galerkin格式滤波器设计

使用高阶数值格式求解双曲守恒律时,在间断解附近产生的Gibbs振荡很容易导致非物理解的产生,从而使计算过程中断。文章以节点间断Galerkin格式为背景,使用广义Fourier级数这一分析工具,提出了相对振荡强度的概念,并以此作为滤波器的筛查对象;构造了新的指数型罚函数,它能够根据振荡的强弱,自动识别非物理解的广义Fourier分量并加以过滤。在这项算法的支持下,利用节点间断Galerkin格式顺利求解了Euler方程,数值模拟了超临界翼型RAE2822翼型的跨声速外流场和超燃冲压发动机的超声速内流场。结果表明,在这种新型的滤波器基础上,不仅很好地捕捉到了激波的正确位置,而且有效地抑制了激波附近的非物理振荡。     

基于无网格伽辽金法的非线性流动数值模拟

基于无网格伽辽金方法针对典型的非线性流动问题进行数值研究,对Navier-Stokes方程使用Galerkin方法离散,方程中的惯性项分别采取速度项提出法和直接推导法进行离散,使用罚函数法施加压力和速度边界条件,建立了基于EFG法的二维N-S方程的离散形式。针对定常非线性流动问题,对矩形域上下平板相向运动流动进行数值模拟,结果表明该方法求解精度比较高,计算误差不超过3.66%;针对非定常非线性流动问题,采取θ加权法对N-S方程中的时间项进行离散,建立了EFG法非定常求解方程。以方柱绕流问题为例,证明了文中所建立的非定常算法的精度及收敛性。