基于改进狼群算法的井下排水采气超声速喷嘴优化

相比于超声速喷嘴,传统板孔喷嘴雾化效果不佳、携液能力不强。采用改进狼群优化算法,利用计算流体力学数值模拟,对超声速喷嘴的外形进行了优化设计,以期提高井下排水采气效率。研究结果表明,改进狼群优化算法,具有高效的全局寻优能力。优化后的超声速喷嘴喉部靠后,扩张段曲率增大,产生的高强度正激波,能够增强气流中液滴流动的不平衡性,提高喷嘴的雾化效果,加速后的气流具有更好的携液能力,对于气动法排水采气具有一定的工程指导价值。     

用正交法稳流试验分析结构因素对螺旋进气道特性的影响

在柴油机螺旋进气道上应用非稳定流动的稳流模拟正交试验法,组合了多变量的气道模型9个,在不同气门升程下,测录了气道的特性曲线,取得了多变量下结构因素对气流特性影响规律,考察了结构因素影响气道内两股气流的分配,为螺旋进气道的设计和生产提供了理论依据。     

弯曲进气道内外二维湍流流场数值分析与实验研究

本文应用有限体积法以二个埋入式弯曲进气管道内外流场进行了数值分析计算，其中用ＴＴＭ法生成了较为合理贴体曲线坐标网格，用ｋ－ε双方程形式湍流模型近似地模化了进气道内外的复杂湍流流声援笔有关实验数据对照后表明：来自进气道前方的进气气流一部分被管道吸入，另一部分沿着机体表面方向流过，管道进气口背风侧处存在一个明显分离区，进气道内部气流流动已经出现了严重畸变，数值计算和有关实验数据吻合得较好，为进一步研究     

基于数值模拟的螺旋进气道结构优化

以实际产品为研究对象,将三维数值模拟方法应用于柴油机螺旋进气道的改进设计中.通过数值模拟,获得了该气道内气体的流速、压力及湍动能等特性参数的分布,并计算了出口处的流量系数和绕竖直轴线的转矩.结果表明:该气道的流通性能很好但产生涡流的能力还可以进一步提高;在三维流动分析基础上提出了一系列的改进措施;对比各种改进措施下的模拟计算结果,发现在不减小流量系数的前提下,适当地增加螺旋腔室定义曲线相对气门凸台中心线的距离和增大涡壳角相结合的方法可以明显提高产生涡流的能力,是一种有效而又合理的改进办法.     

基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道

提出并命名了高超声速三维变截面内乘波式进气道,其进、出口截面形状同时可控,且能够全流量捕获来流;分析了高超声速进气道的流线追踪设计方法与外流乘波体设计方法间存在的联系;根据内收缩基本流场的特点,从理论上证明吻切锥理论不适用于内乘波式进气道设计,而吻切轴对称理论则可以运用于变截面内乘波式进气道设计.在此基础上,提出了变截面内乘波式进气道的两类具体设计方法.采用这两类方法,获得了三角形进口到椭圆出口和方形进口到椭圆出口的变截面内乘波式进气道方案.计算结果证实,变截面内乘波式进气道设计理论可以在实现截面形状三维复杂过渡的同时,保证进气道内部激波形状和主要流动特征仍与设计基本流场一致,进气道初始激波贴口,实现内乘波,全流量捕获来流.该设计理论为复杂外形的三维高超声速进气道设计提供了思路,但此类进气道在设计和非设计状态下的具体流动特征及工作特性都还有待进一步研究.     

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大。超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的。在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度。      

非对称来流下微型涡流发生器边界层流动控制

为有效改善超燃冲压发动机隔离段性能,运用数值模拟的方法研究了来流马赫数2.0条件下多种结构的微型涡流发生器的流动控制特性。研究结果表明随着微型涡流发生器后缘宽度的增加,隔离段内激波串长度有效缩短,高压前锋后移且整体式略优于分离式;整体式微型涡流发生器产生的流向涡对的横向距离较近,与下壁面的距离较分离式远,能在短距离流动过程中将动量传递给低动量区,有效改善边界层流动性,但作用距离较分离式短;带后缘宽度的微型涡流发生器可有效降低流场总压畸变,对流场质量改善作用要优于基本型。     

超级环路：让列车超声速行驶

美国一家公司公布了名为“超级环路”的高架运输系统的相关设计。     

超声速混压式进气道起动与质量吸除耦合设计

结合质量吸除方案,对超声速混压式进气道进行了起动耦合型面设计,并采用CFD数值模拟对进气道的总体性能进行了对比分析。研究结果表明该方案具有以下优点:1)可以提高进气道的总体性能;2)可以解决低马赫数下超声速混压式进气道的起动问题;3)可以改善高马赫数下进气道的气流分离特性。为大空域、宽马赫数工作的超声速进气道的设计提供参考。     

超声速气流下纳秒脉冲放电实验研究

磁流体动力技术的应用可以革命性的提升高超声速飞行器的性能,其应用的前提是超声速气流具有一定的电导率,分析表明冷态高超声速气流的电离必须考虑采用非平衡电离方式。本文设计吸气式Ma3的超声速风洞,采用纳秒脉冲电离方式电离气体,研究了静止条件下和Ma3气流下等离子体的空间放电特性。实验结果表明：超声速气流下的放电的击穿电压约为2.88kV,高于静止条件下的1.85kV;当正向峰值电压约为4kV时,超声速气流下单次脉冲放电过程中注入流场的能量约为15.6mJ,高于静止条件下的8.58mJ;超声速气流下的放电较为稳定,且频率越高,放电越均匀,随着放电电压的升高,放电呈现明显的丝状。超声速气流下要实现空间均匀等离子的产生,需要较低的气压以及高性能的纳秒脉冲电源。