飞翼无人机保形非对称尾喷管设计与流场特性

基于飞翼布局无人机隐身与保形设计要求,设计了不同面积比的四边形和圆矩形2类非对称尾喷管,并利用数值模拟方法对无人机内外流耦合流动进行了计算分析,获得了无人机全机纵向气动性能与尾喷管三维流场特性。结果表明:保形非对称尾喷管可用于改善飞翼无人机的纵向力矩特性,且圆矩形喷管升阻特性和力矩特性比四边形喷管更优;收敛型喷管(面积比Ar≤1.0)无法在设计点(发动机喷口)而是在尾喷管出口处形成喉道,并在喉道处形成强激波阻滞喷流排出;随着面积比增大,轴向推力系数先增大后减小,存在最佳面积比,而且相同面积比下圆矩形喷管比四边形喷管推力性能更佳;扩张型喷管内激波的强度随着面积比增大变得更强,圆矩形喷管结尾处的激波角比四边形喷管小,喷流阻滞作用更小;对于此类飞翼布局无人机采用面积比为1.2~1.4的圆矩形喷管,将获得较理想的气动性能。     

基于流量连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析

文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间。根据冲压发动机燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数。分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化规律的影响。按照模态转换过程保持流量连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律。最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化。     

喷管扩张段型面对发动机羽流的影响

为研究喷管扩张段型面对发动机羽流流场气动特性的影响,采用FLUENT计算流体力学软件,对同一条件下不同扩张段型面喷管的管内流场及羽流流场进行了数值模拟,研究了喷管扩张段型面对发动机羽流流场的影响.结果表明,喷管扩张段型面对其出口膨胀波的角度与强弱影响较大,型面线件与喷管效率密切相关,扩张段型面设计使二次曲线可以获得更好的流动特性,有利于提高喷管的工作效率.     

水下两相冲压喷射发动机性能的数值模拟研究

为了对水下两相冲压喷射发动机的性能进行理论研究,分别对扩张段、混合腔及喷管进行分析并建立了物理模型.基于双流体模型,采用变步长的Runge-Kutta法进行了喷管内泡状流计算.综合各部分计算结果求得发动机推力与推进效率.重点研究了混合腔与入口面积比(Am/Ai)、发动机入口面积(Ai)、通气量、航行速度及初始气泡半径对发动机推力及效率的影响.计算结果表明:发动机推力和效率均随着面积比Am/Ai的增大而增大;当Am/Ai保持不变时,推力和效率随入口面积Ai的增大而增大;推力随着通气量、航行速度的增大而增大,效率却随其增大而减小;气泡初始半径增大时,发动机推力及效率同时减小.这将为两相冲压喷射发动机设计提供一定依据.     

带二次流增推尾喷管的脉冲爆震发动机数值模拟研究

为提升现有脉冲爆震发动机增推喷管性能,对带二次流尾喷管发动机分别在定常流和爆震多循环过程进行了数值模拟,研究了二次流尾喷管的流场并计算了其推进性能。结果表明,定常流动中,随着主流压力的升高,注入二次流对尾喷管推进性能的提升幅度逐渐降低;当爆震室内压力很高时,二次流的瞬时流量会自动降低或者停止注入,当爆震室压力较低时,二次流流量又会自动恢复;单管注入二次流对PDE平均推力和平均单位推力的提升率分别达到2.63%和0.36%;双管注入二次流达到5.96%和0.75%。     

涡扇发动机组合变几何调节优化方法研究

基于单纯形及惩罚函数法，建立了涡扇发动机扩稳和改善性能的多变量变几何组合优化方法。在给定的喷管面积、风扇导叶、压气机导叶及静叶变几何规律下，应用该方法对某型涡扇发动机巡航状态性能和稳定工作范围进行了多变量变几何优化分析。结果表明，在保持推力一定的条件下，实施多变量变几何优化调节不仅可显著提高发动机压缩系统稳定裕度，而且还能明显改善发动机性能。     

扩张角对型面喷管的推力影响数值仿真

为了研究扩张角对型面喷管推力的影响,利用AUTO-CAD建立二维轴对称型面喷管几何模型,通过控制初始段和出口段扩张角的角度获得喷管的型面,利用FLUENT软件对喷管进行了二维粘性流动数值模拟,得到了喷管内流场的速度云图、压力云图、喷管出口的压力、轴向速度变化曲线以及喷管的质量流率,利用推力公式,运用数据处理得到喷管出口参数平均值,求得型面喷管的推力。计算结果表明:在扩张比恒定的条件下,随着喷管初始扩张角的增大,喷管的推力先增大,而后保持不变;随着出口扩张角的增大,喷管的推力逐渐减小。这项研究可为固体火箭或导弹发动机的设计奠定了基础。     

飞翼无人机保形进排气系统动力数值模拟与流场特性分析

利用计算流体力学(CFD)方法,分别针对保形进气道和膨胀尾喷管风洞试验模型进行数值模拟,验证了模拟进排气动力边界条件的可靠性。再基于飞翼布局无人机双发动机布局下隐身与保形设计要求,设计了矩形进气口S弯进气道和圆矩形喷口尾喷管,并利用数值模拟方法对无人机进排气系统进行了计算分析,获得了无人机全机气动性能及进排气三维流场特性。研究表明:1进排气使得飞翼无人机升阻特性有所下降,但低马赫数(0.5,0.6)下能改善无人机俯仰力矩特性;2随着马赫数增加,进气道总压恢复系数减小且畸变指数增加,而尾喷管轴向推力系数则升高,且推力性能保持较好;高马赫数(0.7)下进气道特性下降较快,设计时应多考虑飞行包线右边界;3侧滑角对于进气道性能影响较大,而尾喷管推力性能受侧滑角影响较小,设计时应多考虑进气道侧滑影响。     

喷管尺寸对火箭发动机喷流噪声影响研究

为了研究喷管尺寸对火箭发动机喷流噪声声场分布的影响规律,采用LES与FW-H相结合的方法,针对不同喷管尺寸的高温燃气喷流气动声场进行了数值模拟,并分析了声场特性。数值结果表明,火箭发动机喷流远场噪声具有方向性,噪声声压级在离开喷流中心轴线40°处达到最大值;喷流噪声声场的声压级随着喷管尺寸的增大而增加。研究结果为不同尺寸的火箭发动机喷流噪声预测提供参考依据。     

固冲发动机双下侧二元进气道设计研究

结合整体式固体火箭冲压发动机的特点，探讨了双下侧二元进气道的设计方法。中对进气道的结构、型面设计方法和性能估算进行了较为详细地研究。通过编程实现了设计的程序化，并通过算例对一假想的固冲发动机进行了优化设计与计算。     

亚音速矩形射流流场计算及结构分析

本文对亚音速矩形射流的速度场、温度场进行了研究，在喷口等面积的情况下，矩形喷口与圆形或方形喷口相比．其速度场、温度场的核心区段变短，有噪声低、红外隐身效果好的优点．根据湍射流流场中湍流应力远大于招滞力、中心轴上主流速度远大于其它横向速度以及流场中参数在中心轴上的变化远比在其它方向的变化小等特．点，得到简化后的抛物化Ｎ－Ｓ方程，加上Ｋ－ε模型、能量方程，成为湍射流的边界层方程组．本文采用向后推进的差分格式，在每一横截面上利用双向交叉扫描的方法对流场进行求解，计算与实验结果吻合．     

超音速气流粉碎机等流能喷嘴计算

本文应用定常二维无旋超音速流的数值方法——特征线法分析了超音速气流粉碎机的喷嘴流动,给出了设计等流能喷嘴管壁型线的计算方法.     

一种七喷嘴细水雾喷头的设计与仿真

为解决单喷嘴细水雾喷头雾化锥角较小及多喷嘴组合式细水雾喷头体积与流量较大等问题,设计一种新型直射混合旋流式七喷嘴的细水雾喷头,研究喷头结构参数与型式对喷头雾化效果的影响,并在多个压力工况下对最优结构配比喷头进行数值模拟。仿真结果表明:新型七喷嘴直射混合旋流式细水雾喷头能够获得较大轴向动量和径向动量,且由7个喷嘴有效地增大了喷头的雾化保护锥角,在1.2 MPa工况理想状况下喷雾保护锥角最大可达146.3°,流量特性系数K在3.82~3.87之间,具有足够的喷射强度。       

振荡脉冲射流喷嘴钻头井底压力特性研究

本文以测试喷嘴射流轴心冲击太力为依据，对振荡脉冲射流喷嘴的有效喷距，射流和脉动特性，井底压力分布规律进行了研究分析。结果表明，在相同条件下，脉冲射流喷嘴的有效喷距比普通连续射流喷嘴提高１．５倍，脉动幅值提高１．７倍，井底压力分布更有利于清除井底岩屑。     

喷嘴偏心距对射流泵性能影响的数值模拟

对射流泵内部流动进行了数值模拟,计算了射流泵在不同喷嘴偏心距下的性能参数,分析了射流泵喷嘴轴线偏离泵体轴线的偏心距对其性能和流场的影响.结果表明:喷嘴偏心距对射流泵大流量比工况的性能有较大的影响,而对小流量比工况影响较小,可忽略不计;随着偏心距的增加,射流泵效率最高点下降并向流量比小的方向移动.在工程应用中,射流泵同轴度精度要求可以定为12级以上.     

结构参数对自激式脉冲射流装置性能的影响

运用自行研制的脉冲射流试验装置,就自激式脉冲射流装置的上下喷嘴直径、腔长和腔径等结构参数对其性能的影响进行了试验,分析了上喷嘴直径一定时,其他结构参数对射流打击力的影响.研究表明,在一定工作压力下,不同下喷嘴直径下的射流打击力随腔长的变化和不同腔径下的射流打击力随下喷嘴直径的变化不同;在不同工作压力下,某一下喷嘴直径下...     

Experimental Study of Fluid Flow in Thin Slab Continuous Caster Mould with Water-Model

The interfacial status of the steel-alu-minum solid to liquid bonding plates (their steel plate surfaces were or were not immersed in flux aqueous solution) were measured by using SEM (Scanning Electron Microscope) and X-ray diffraction. The results showed that the layer of flux (the minimum thick-ness was 15 m on the steel plate surface) could protect the steel plate surface from oxidizing effectively at high temperature in solid to liquid bonding. The melt temperature of the flux should be lower than 580 ℃ so that it could be melted and removed completely. No.1 flux (patent product made by the author) made up of halogenides could also force liquid aluminum to infiltrate into steel plate surface and thus the interfacial shear strength of the bonding plate was rather large.     

水斗式水轮机喷针的轴向水推力数学解析法

本文通过数学分析建立了水斗式水轮机喷针在任意行程位置时的轴向水推力的解析公式,它使水轮机调速功和喷针杆强度计算精度提高,并且使计算辅助设计得以实现。     

基于CFD的微型拉伐尔喷嘴选型与扩张段长度仿真优化研究

毫米级微型拉伐尔喷嘴应用于微推进系统、超音速气流粉碎技术、激光切割等领域。确定微喷嘴基本参数后,根据可加工性要求,喷嘴选型和喷嘴扩张段长度直接影响到加工工艺难度,利用计算流体力学（computational fluid dynamics以下简称CFD）分析方法,对不同类型和不同扩张段长度的喷嘴进行流场仿真,确立了本研究微喷嘴的选型规则和最优扩张段长度。结果表明：二维轴对称喷嘴相比矩形截面喷嘴具有较大的出口速度,建议毫米级喷嘴选型时采用二维轴对称喷嘴;对不同扩张段长度的二维轴对称喷嘴的流场仿真分析,通过对比喷嘴出口中心速度、推力及效率,表明在本研究条件下扩张段长为3mm时是最优长度。CFD仿真分析方法可用于其它微型拉伐尔喷嘴的选型及扩张段长度的确定,研究有助于在保证喷嘴性能的前提下,降低喷嘴加工难度。     

喷嘴流量特性对直接空冷机组喷雾增湿系统冷却效果影响的数值研究

为研究雾化喷嘴的流量特性对喷雾增湿系统冷却效果的影响,对喷嘴采购提供参考,以计算流体力学理论为基础,建立了某600MW直接空冷单元数值计算模型,采用离散相模型对液滴轨迹进行跟踪,以"有效水份额"来衡量喷雾增湿系统的冷却效果,并确立了汽轮机排汽压力计算方法。结合喷嘴在空冷单元内的布置位置,以普通工业实心锥形喷嘴为对象,分别研究了雾化压力、雾化角、流量系数及喷嘴孔径对冷却效果的影响,结果发现雾化压力、流量系数和雾化角对冷却效果有很大的影响,而喷嘴孔径对冷却效果的影响却不大。