离心叶片进出口几何形状对气动性能影响研究

为研究叶片进出口几何形状对离心叶轮内部流场及气动性能影响,以某离心叶轮为研究对象,对叶片进出口前、尾缘分别进行不同尺寸修圆处理,采用SST k-ω湍流模型与High Resolution数值方法进行周期性单流道数值模拟,研究了叶片不同尺寸进出口前、尾缘修圆产生的几何形状对离心叶轮内部流场分布和气动性能的影响。研究结果表明：叶片进口前缘平凸形修圆能够增加离心叶轮总压比和多变效率,减少气流在进口前缘局部流动分离损失;平凸形修圆尺寸越小,多变效率和总压比增加越明显,在设计工况点二者最大增加约1%;叶片尾缘压力面修圆能够增加离心叶轮的多变效率,但降低了离心叶轮的总压比,而尾缘吸力面修圆能达到同时增加离心叶轮多变效率和总压比的目的,使得设计工况下多变效率最大增加约1%,总压比最大增加约5%,且减少了气体流出叶轮时的尾迹损失。对叶片前缘小尺寸平凸形修圆和尾缘吸力面的大尺寸修圆,不仅能减少叶片进出口局部流动损失,而且能使设计工况点多变效率增加约1.5%,总压比增加约7%,从而提高离心叶轮的做功能力,为离心叶片设计优化和高效加工制造提供了参考。     

掠飞末敏弹滚转气动特性研究

为研究掠飞末敏弹在高速滚转状态下的气动特性,对其进行了静态和自由滚转风洞实验研究,在此基础上,结合数值仿真和近似理论方法,分析了弹箭高速滚转运动对其气动参数的影响,并获得了不同马赫数下的平衡转速随尾翼结构参数的变化规律.结果表明:平衡转速随马赫数增加而增大,但变化斜率随马赫数增加有所减小;在相同马赫数下,平衡转速随攻角增加而减小,且变化规律具有非线性特性;增大尾翼根稍比、扭曲率以及后掠角均有利于提高弹箭平衡转速;弹箭在高速滚转状态下的气动特性与静止状态相比存在显著差异,除产生较大的偏航力矩外,还将导致俯仰力矩系数减小、压心位置前移等现象,这对提高尾翼弹箭飞行稳定性是不利的.      

车载气动实验系统对机翼气动特性影响数值模拟

为了研究了机翼安装位置对翼型气动特性的影响,建立了一个基于N-S方程的机翼气动特性数值模拟方法,机翼模型剖面为NACA0012,展弦比4。首先通过计算结果与标准模型实验结果对比,验证了三维网格和计算方法的可靠性与适用性,进一步针对车载系统的关键设计参数开展了数值分析。结果表明：车顶流场相较于风洞流场,流场中的速度矢量不完全平行于前进方向,使得不同翼型安装位置处的气动力差别较大;鉴于近车顶效应对模型气动特性有较大影响,对车载试验测量结果带来不可忽视的误差,有必要采用控制实验位置的预处理手段对其进行消除或减弱。     

机翼前掠过程气动中心变化规律

基于一种滑轨式变前掠翼布局飞行器,采用三维N-S控制方程的有限体积法离散格式,对不同状态下飞行器的气动中心进行数值计算,得到了变前掠翼布局飞行器气动中心的位置。在相同马赫数下,总结了变前掠翼布局飞行器气动中心随前掠角的变化规律;在相同前掠角下,总结了变前掠翼布局飞行器气动中心随马赫数的变化规律。通过机体表面压力云图以及机翼截面压力系数分布图,分析了变前掠翼布局飞行器气动载荷分布,总结了引起气动中心变化的原因。结果表明:在相同马赫数下,气动中心随前掠角的增大,先少量后移再较大前移;在相同前掠角下,随着飞行马赫数的增大,气动中心均向后移动,移动量在可接受范围内;选取合适的任务模式,可使气动中心仅在小范围移动。     

孔型及倾斜角对穿孔叶片气动和噪声特性的影响

针对叶片尾缘穿孔对气动及噪声特性的影响,基于NACA65019叶片,在雷诺数Re=2×10⁵条件下,采用大涡模拟和FW-H方法研究孔型和倾斜角对叶片气动特性、绕流流场和噪声特性的影响规律,并选择降噪效果较好的穿孔模型应用到小型轴流风机上,对穿孔风机进行试验。结果表明：当穿孔倾斜角为30°时,在一定攻角范围内(α≤10°),圆柱型穿孔叶片气动性能最接近原始叶片,并且该穿孔叶片总声压级降低可达9 dB。这是由于穿孔叶片有效抑制了涡量沿叶片表面法向的发展,加速了尾缘涡沿流动方向的能量衰减,且穿孔形成的射流使大尺度的涡破碎形成小尺度的涡,衰减波动力,降低了气动噪声。     

孔型及倾斜角对穿孔叶片气动和噪声特性的影响

针对叶片尾缘穿孔对气动及噪声特性的影响,基于NACA65019叶片,在雷诺数Re=2×105条件下,采用大涡模拟和FW-H方法研究孔型和倾斜角对叶片气动特性、绕流流场和噪声特性的影响规律,并选择降噪效果较好的穿孔模型应用到小型轴流风机上,对穿孔风机进行试验。结果表明：当穿孔倾斜角为30°时,在一定攻角范围内(α≤10°),圆柱型穿孔叶片气动性能最接近原始叶片,并且该穿孔叶片总声压级降低可达9 dB。这是由于穿孔叶片有效抑制了涡量沿叶片表面法向的发展,加速了尾缘涡沿流动方向的能量衰减,且穿孔形成的射流使大尺度的涡破碎形成小尺度的涡,衰减波动力,降低了气动噪声。     

初始形状对浮升气泡动力特性的影响

采用Level Set方法,三维直接数值模拟了浮力作用下单个气泡的上升运动.数值模拟中,气液系统的物性参数设置为埃奥特沃斯数Eo=1～103,莫顿数Mo=10-10～102.数值研究了气泡的初始形状对气泡的变形和上升速度的影响,并与文献中结果进行了比较;给出了高Eo时气泡由球帽状转变为气泡环的结构相图,确定了二者形状转变的Eo和Mo;最后详细分析了初始形状影响气泡动力学特性的机理.模拟结果表明:低Eo(Eo<52)时浮升气泡的终端形状与上升速度基本不受初始形状的影响;高Eo和低Mo时的浮升气泡受初始形状的支配,呈现出球帽状和气泡环两种最终形状,初始气泡的高宽比越大,气泡越容易变形为气泡环,上升速度的脉动也越剧烈.     

两种典型尾翼形状对无伞末敏弹气动特性的影响

为研究尾翼形状对双翼无伞末敏弹减速导旋性能的影响,分别对平板尾翼和S-C形尾翼结构末敏弹的气动特性进行研究。基于计算流体力学方法,获得了末敏弹气动外形的流场特性、表面压力分布和阻力系数、升力系数和转动力矩系数随攻角变化的规律。通过自由飞行试验对平板尾翼和S-C尾翼末敏弹进行了动态气动特性研究。数值计算结果显示,平板尾翼和S-C尾翼模型阻力系数在6～9间,其增阻效果明显;两模型升力系数均呈负线性变化,尾翼形状对升力系数影响较小;尾翼形状对转动力矩系数影响明显,平板尾翼几无转动力矩产生,S-C尾翼转动力矩相对较大并随攻角增加而减小。自由飞行试验表明,S-C尾翼结构自由飞行状态下增阻效果好于平板尾翼,并可使弹体获得转动力矩而维持稳定转速,能够实现稳态扫描运动。平板尾翼末敏弹自由飞行稳定性差。     

密封盖翻转过程中的气动特性数值研究

为了研究密封盖的气动性能,采用计算流体力学方法结合k-ε二方程湍流模型,建立密封盖翻转过程数值模型,在与实验数据对比验证的基础上,研究了密封盖翻转过程中气动特性随迎角变化规律。结果表明:密封盖的气动特性符合正弦规律变化趋势;密封盖的升力系数、阻力系数和力矩系数与来流方向密切相关。研究结果为密封盖运动轨迹预测提供基础。     

轴向轮缘密封导流段几何结构对涡轮级气动冷却特性影响的数值研究

以轴向轮缘密封为研究对象,在传统直缝密封间隙结构的基础上,通过改变轴向外齿间隙区域的几何型线,设计了双曲线、椭圆及圆型密封导流段结构,数值求解了三维RANS方程组和SST湍流模型,并且系统深入研究了这4种不同导流段几何结构下轮缘密封射流对涡轮级的气动性能,以及对下游动叶端壁冷却性能的影响规律。研究结果表明:所设计圆型、椭圆型以及双曲型导流段结构均可提高涡轮级整体气动性能;圆型密封导流段结构具有最佳的气动性能以及端壁气膜冷却效果。相比于直缝型导流段结构,采用圆型导流段结构在相同的冷气流量下,涡轮级效率可提高约0.23%;在动叶前缘轮缘密封射流所覆盖的冷却区域,采用圆型导流段结构时冷却效率可提高约20%。     

多片尾翼布局弹箭气动特性数值计算

用数值模拟方法研究多片尾翼布局弹箭的气动特性．以三维Navier—Stokes方程为控制方程，用CFD方法对4片、6片与8片平直形尾翼和卷弧形尾翼弹箭的流场进行数值模拟研究，得到的气动特性结果与风洞实验结果基本吻合，为多片尾翼布局弹箭的气动设计及尾翼片数的合理选择提供了依据。     

气动阀门发声器特性分析

在对气动阀门发声器的工作过程进行描述基础上,通过理论分析和数值计算与实验相结合的方法,分析了气动阀门发声器的内部流场和外部声场的特征. 得出了在气室压力比大于1.89时,低频声波也是占主要成份的结论.     

加装翼尖小翼的仿生机翼在临近空间的气动性能分析

参照某型在飞无人机采用仿海鸥翼型设计出平直机翼并在其基础上加装翼尖小翼。通过对两种机翼的数值模拟,得出了加装翼尖小翼仿生机翼的气动性能明显优于平直机翼,加装小翼后仿生机翼有效地减小了下洗速度,降低了诱导阻力,使得机翼的气动性能有明显的改善。为无人机机翼的设计提供理论参考。
     

气动伺服机构特性的影响因素分析

分析了一种由减压阀、电磁阀、固定节流器、单喷嘴挡板阀、单作用气缸构成的气动伺服机构原理,建立了其数学建模.基于不同海拔高度的工作环境,分析了气动伺服机构特性的影响因素.研究结果表明,供气温度、环境温度、供气压力对伺服机构的特性影响较小;海拔高度上升时,气动系统背压降低,导致伺服机构工作点发生明显变化.     

螺旋桨滑流对机翼气动特性影响数值模拟方法研究

主要工作是螺旋桨滑流对机翼气动特性影响的非定常流体力学计算方法研究。几何模型借鉴国外某太阳能无人机,建立单螺旋桨计算模型,采用两叶螺旋桨。用ICEM网格软件生成具有两个计算域的高质量非结构数值计算网格,应用多参考系和滑移网格边界条件,对模型在低速情况下进行数值模拟。分析螺旋桨滑流的发展和机翼在滑流作用下的非定常气动特性,对比分析螺旋桨不同转速下滑流对机翼影响大小,计算结果表明本文采用的数值模拟方法能有效地应用于机翼在螺旋桨滑流作用下的流场求解,可以为工程应用提供重要的参考。     

基于三维重建飞机气动特性的飞行包线

为了确定未知飞机的飞行边界,提出了一种通过逆向三维建模进行气动特性分析后建立基本飞行包线的方法,对气动参数未知飞机的飞行安全和空战仿真问题提供了技术支撑.首先,综合运用明暗恢复图像和工程图重建法对飞机的几何外形进行了三维重建;然后通过数值模拟计算的方法计算并分析了其纵向气动特性;最后,计算了飞机的基本飞行包线并进行了对比验证.研究结果表明,所做工作探索出了一条研究外军缺乏气动参数飞机飞行性能的完整技术途径,所计算的飞行包线具有较高的可靠性,能够体现飞机的飞行性能.     

弯道会车的瞬态气动特性

应用计算流体力学方法,采用重叠网格的策略,对两个简化SAE模型的弯道会车进行了数值模拟研究,获得了两车气动六分力的变化规律.在极短的会车过程中,侧向力、侧倾力矩和横摆力矩都发生了方向的变化,迅速达到各自的正负极值,处在内侧弯道车辆1的侧向力、侧倾力矩和横摆力矩的值略大于外侧弯道车辆2.升力和纵倾力矩也发生了数值和方向的改变,这些都会对车辆的行驶稳定性带来一定的影响,为进一步研究弯道会车的瞬态气动特性提供了理论参考.     

炮射导弹气动特性数值计算

为解决炮射导弹静稳定度低的问题,提出了两种针对尾翼的优化方案.以三维N-S方程为出发方程,采用S-A湍流模型,对炮射导弹的绕流场进行了数值模拟研究,得到了炮射导弹外形优化前后的气动特性参数,气动特性结果与风洞实验结果基本吻合.研究结果表明,两种尾翼优化方法均可有效地提高炮射导弹的静稳定度,并增加升力.     

可旋转鸭舵对旋转弹丸纵向气动特性的影响

利用有限体积TVD格式,对旋转弹丸的气动特性进行数值分析.对旋转弹丸SOCBT在马赫数为3的典型算例进行了验证计算,并进行了可旋转固定鸭舵对旋转弹丸纵向气动特性的影响的数值分析.计算了鸭舵位于不同方位角、不同飞行马赫数、不同攻角下时旋转弹丸的纵向气动力系数.研究结果表明,该数值分析方法能准确地分析纵向气动力系数随鸭舵方位角的变化规律,可为分析弹道修正规律提供依据.     

横向间距和截面形状对汽轮机切向进气蜗壳气动性能的影响

为了降低蜗壳总压损失并提高出口气流均匀性,对影响切向进汽蜗壳的气动特性和流场形态的因素进行了研究。采用数值方法求解了三维RANS方程和SST湍流模型,分析了横向间距和截面形状对汽轮机切向进气蜗壳气动性能的影响。数值模拟得到的部分切向进气蜗壳的质量流量和出口马赫数与实验测量数据一致,验证了数值方法的可靠性。对比分析了不同进口总压下5种切向进气蜗壳耦合静叶结构的气动性能参数和流场型态,结果表明:5种进气蜗壳耦合静叶结构的出口气流角基本不随进气总压的增加而改变;5种进气蜗壳耦合静叶结构的总压损失系数和质量流量会随着进气总压的增加而增加;进气蜗壳出口气流角随着横向间距的增加而增加,圆特征截面进气蜗壳出口气流角大于类多边形特征截面进气蜗壳的;随着横向间距的增加,5种进气蜗壳耦合静叶结构的蜗壳总压损失系数增加,静叶总压损失系数减小,进气蜗壳耦合静叶结构的总压损失系数先减小后增加;进气蜗壳截面形状对总压损失系数的影响明显大于横向间距的,类多边形特征截面蜗壳的总压损失系数明显大于圆特征截面蜗壳的;静叶出口气流角几乎不受横向间距和特征截面的影响;圆特征截面切向进气蜗壳耦合静叶结构具有最低的总压损失系数,...