超音速风洞扩压器激波串现象的数值模拟

超音速扩压器性能研究具有非常重要的工程实际应用价值。该文为加深对超音速风洞扩压器内流场结构的理解,采用Fluent软件对“收缩段等直段扩张段”型扩压器流场进行了数值计算,较好模拟了扩压器中由激波/边界层干扰诱导的复杂流场的流场特性,再现了流场中的“激波串”和“伪激波”现象,与文献结果吻合较好。并以比较精细的二维网格计算结果对激波串的形成机理和典型流动结构进行了分析,同时应用于实际工程,对某超音速风洞扩压器不同二喉道长度状态下的扩压效率进行了比较。     

跨声速旋成体弹丸气动力的数值计算

用三阶MUSCL TVD格式解三维可压缩流动N-S方程组,湍流模式为Sparlart-Allmaras模型,数值模拟了来流马赫数Ma∞=0.96、攻角α=0°和Ma∞=0.91、攻角α=2°条件下的旋成体弹丸跨声速流场,获得的弹体表面压力系数分布数值结果与实验数据吻合良好。同时还给出了流场的马赫数等值线、弹丸底部流线分布图谱,并对计算的弹底涡流结构作了扼要的分析。     

高空模拟试车台扩压器数值分析

采用数值方法对固体火箭发动机主动引射高空模拟试车系统中的扩压器流场进行模拟求解,比较了含与不含Al2O3粒子对扩压器流场的影响.数值计算结果与试验结果符合性较好,表明数值模拟方法可作为扩压器流场计算的一种研究手段.     

微机CAD系列支撑支件及丛书(12)——圆软齿轮传动优化设计及CAD

本软件能够对直齿圆锥齿轮、弧齿圆锥齿轮、零度圆锥齿轮和圆弧齿双曲面齿轮进行优化设计及CAD.该软件的功能和特色如下:(1)直齿锥齿轮传动:适用于不同压力角(如α=14.5°,20°,22.5°,25°)在任意轴交角时的几何尺寸计算,接触和弯曲强度设计.(2)弧线齿和零度锥齿轮传动:适用于各种不同压力角(对弧线齿为14.5°,16°,20°,22°,25°;对零度锥齿为20°,22.5°,25°)不同螺旋角,轴交角为90°的格里森制等顶隙收缩齿的几何尺寸计算,确定刀具参数和设计.(3)弧齿双曲面齿轮传动:适用于轴交角为90°的格利森制等弧齿双曲面齿轮,齿数范围为z1=5～20,z2=30～60,平均压力角为19°,21.25°,     

叶片前缘后掠对离心压气机性能的影响

设计了两个带楔形扩压器的离心压气机,一个为叶片前缘后掠,另一个为叶片前缘不掠式普通叶轮.分别对这两个离心压气机进行内部流场数值计算,比较了这两种压气机性能的差别 ,分析了前缘后掠对离心压气机的性能及内部二次流的影响.比较了19个扩压器叶片压气机与23个扩压器叶片压气机性能的差别.结果表明,叶片前缘后掠使压气机喘振裕度减小;在叶轮进口附近区域,两种叶轮二次流涡系有一定差别.     

林胜西风井主要通风机安全技术参数研究

林胜煤矿原主要通风机服务年限已到,且为适应生产规模的不断扩大,西风井新安装了对旋轴流式通风机.根据<煤矿安全规程>的要求,新安装的风机投入使用前,必须进行一次性能测定和试运转工作,同时为了掌握新安装风机的实际性能,对风机叶片安装角为30°、35°、37.5°和40°进行了性能测定.根据测定结果进行了合理分析,其中新风机35°,37.5°两条曲线效率较高,且与目前的通风网络匹配.     

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采用时间分裂有限元法对IALR生态系统下降段的流体动力学N-S方程进行求解, 讨论了锥角（θ=50°, 55°, 60°, 65°, 70°, 75°）及雷诺数对IALR流动性能的重要影响.     

跨声速风洞翼型动态失速实验系统研制

为满足旋翼设计的需要,研制了增压连续式跨声速风洞二元试验段翼型动态失速实验系统。开发了相应的测控系统,设计并安装了机械驱动机构,建立了数据采集及其后处理系统。动态试验测控系统的测量部分与控制部分相互独立,且与风洞主控系统、安全联锁系统等互不影响,可单独工作,安全性高,抗干扰性能好。机械系统设计合理,运动轨迹精确,该机构以平均迎角0°振幅10°,振荡频率2Hz运行时,最大迎角误差为±0.809°,平均迎角误差为0.255°,振幅均方根误差为0.325°,满足翼型动态失速实验的要求。数据采集采用多路并行A/D,其同步性能好,避免相差。在风洞实验系统联调中使用了NACA0012翼型模型,通过在翼型表面安装动态压力传感器,测量Ma=0.3,平均迎角为10°, 振幅为5°,减缩频率分别为0.05,0.03和0.01下,翼型表面脉动压力。其结果表明,实验系统在大动压,不同频率下,运行稳定,数据合理可靠,实现了设计要求。     

前掠翼模型低速气动力实验与仿真

基于一种高速前掠翼布局翼身组合体缩比模型,开展低速风洞纵向气动力实验研究,包括与相应后掠翼对比实验和细长边条前掠翼实验,实验攻角-4°～+36°,特征雷诺数4×10₅。结果表明：低速实验条件下,前掠翼升阻力特性与相应后掠翼基本相同,但前掠翼表现出良好大迎角气动性能发展趋势。翼根前加装面积仅为机翼面积5.2%的大后掠细长边条后,前掠翼升力特性明显改善,33°迎角时最大升力系数比基本前掠翼提高约40%。依据模型风洞实验实际条件,采用雷诺时均方程和FLUENT软件,进行前掠翼模型流场气动力数值仿真,仿真计算模型构建合理,能够支持分析风洞实验数据。     

倾斜煤层厚层坚硬顶板条件下 沿空留巷关键参数

为了确定倾斜煤层厚层坚硬顶板条件下的合理预裂爆破切顶卸压参数,通过理论计算和数值模拟,在切顶预裂爆破深度为4.0,5.0,5.5,6.0,8.0 m 及切顶角度为 0°,5°,10°,15°,20°时,对巷道顶板的垂直应力分布和巷道顶板垂直位移进行分析.试验结果表明:考虑经济成本,最优切缝深度为5.5 m;当预裂切顶角度为10°时,能有效切落采空区侧顶板,并且巷内围岩压力的卸压效果较为明显;根据聚能管直径确定切顶卸压爆破孔直径为55 mm,根据理论计算和数值模拟确定切顶卸压爆破孔间距为600 mm.将所得结果应用于柏林煤矿-2446(K26)综采工作面,可以保证该综采工作面的安全高效开采.     

飞机进气道流场品质测量耙风洞校准试验研究

以某型飞机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力、总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙,适用于不同飞行条件下对发动机进口流场品质、流量的测量,为分析和评估进气畸变条件下发动机工作稳定性提供数据依据。为了评估和验证新式测量耙角度、速度测量特性以及参数测量的精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验;并对试验数据进行了分析和研究。研究结果表明:在马赫数0.2~0.6,姿态角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,能够满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。     

螺旋进料口的稳定性优化设计

应用三维造型技术结合有限元分析对承受真空的压力容器的螺旋进料口结构进行稳定性设计，得出在螺旋壳上设置卡子数量与降低壳体应力的关系，并由应力和变形分布图得出壁厚加大量与壳体在承受外压时的稳定性关系。     

渐变截面型入料口夹角对旋流器流场及压降的影响

利用RSM雷诺应力模型和VOF多相流模型,通过数值试验方法考察了渐变截面型入料口夹角对Φ50 mm水力旋流器流场及压降的影响.结果表明,增大入料口夹角,切向速度增加,致使分离效率提高;与此同时,轴向速度和溢流管底端的最大径向速度也随之相应增加,导致沉砂分流比略有降低、短路流量增加,但对湍流结构影响不明显;空气柱直径同样随着夹角的增加而增大,从而有效分选空间减小.旋流器内部的压力损失主要包括主分离区域的损失和入料口区域的损失;增大入料口夹角,总压降增加,导流能力增强,当夹角为20°时,导流性能最优,但能量利用率降低.     

导弹射流对进气道性能的影响

超音速战斗机发射导弹时,导弹发动机排放的燃气的温度很高。这种高温气体吸入进气道,使进气道里的气流温度陡然上升,并使进气道出口流场不均匀,致使发动机进口环境条件恶化,由此造成发动机喘振,甚至停车。采用计算流体力学方法,应用标准k-ε湍流模型和动态网格技术,对某型飞机发射导弹时的流场进行了模拟。计算分析了导弹射流对进气道性能的影响。数值计算结果反应了随着导弹移动进气道流场的变化情况,对于设计导弹发射点位置及进气道结构有一定的意义。     

S弯扩压管主动流动控制研究

对一S弯扩压管内加装涡流发生器后的流场进行了研究.采用非结构网格、标准κ-ε湍流模型,求解了三维N-S方程.首先计算了光滑管道内的流动情况,然后在此基础上计算了四种加装涡流发生器后管道内的流动情况.通过光滑管道和加涡流发生器后管道出口截面参数的对比看出,涡流发生器能够有效的降低畸变,但是对于提高总压恢复效果不明显.     

模型优适度辨识含水层补给进口的原理、方法和应用

本文阐述了一种新的研究成果——用模型优适度寻找含水层主进水口位置的原理、方法和应用。模型优适度作为衡量地下水模型场势与原型(矿区)场势相似拟合程度的量度,它凭借含水层地下水场势对源点的响应差异,判别模型源点位置与原型源点位置是否一致、接近或偏离。本文给出了模型优适度的计算公式和用统计分析方法对动态矩阵施行标准化的公式推演过程。通过多次模拟试验,绘出优适度的等值线图,为华北某矿圈定含水层补给范围,进行注浆堵水,大大地降低了矿井涌水量,在实践应用中获得初步成功。     

涡轮基组合循环发动机进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑进气道的气动性能和进气道前体斜板的调节规律。对高超声速涡轮基组合循环发动机的二维混压式几何可调进气道的设计进行了探索。控制进气道喉部出口马赫数的大小,给出了三斜板内外混合压缩进气道设计点的几何尺寸和非设计点的斜板调节规律。运用二维CFD数值计算手段,通过求解欧拉方程,对所设计进气道在不同飞行条件下的流场进行了计算。计算表明,设计的进气道结构简单,附加阻力小,总压恢复系数高,低速起动性能好,调节规律容易实现。     

提高进气道冲压阻力测量精度的方法

为提高发动机飞行推力测量精度,对进气道冲压阻力测量计算方法进行了研究。鉴于进气道测量耙总压静压测点不遵循等环面分布,采用数值插值法获得等环面中心点的总压静压值,计算表明:靠近壁面的实际测点与其对应的等环面中心点之间的总压静压差异明显,总压最大差值为1. 0 kPa,静压最大差值为0. 73 kPa。分析了附面层厚度、分区域计算累加法、全区域计算平均法对流量、流速、冲压阻力的影响,结果表明:附面层造成的空气流量最大误差值可达1. 94 kg/s,差异较明显;采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的空气流量差异小。采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的冲压阻力最大差值仅为0. 09 kN,差异很小,两种方法在推力直接确定中都具有应用价值。     

方型分离器进口气流速度的实验研究

方型分离器是一种应用于循环流化床的新型气固分离装置，其性能可靠，制造成本低，结构紧凑，易于大型化．为进一步优化入口带有加速段的方型分离器操作参数，在７００ｍ ｍ ×７００ｍ ｍ 的冷态实验台上实验研究了进口风速对分离器性能的影响．结果表明，进口速度与ｄ５０ 和ｄ９９ 的关系与分离器结构有关，在比较合理的结构条件下，进口速度２２．５ｍ ·ｓ－ １ 时，ｄ５０ 和ｄ９９ 最低，ｄ５０ 为２７μｍ ，ｄ９９ 为１２７μｍ ，流动阻力系数ξ为３．９