流线追踪Busemann进气道设计参数的选择

为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。

流线追踪Busemann进气道马赫数3.85实验研究

为了研究流线追踪Busemann进气道在低马赫数来流条件下的起动性能、总体性能以及抗反压能力,对设计马赫数5.3、收缩比CR=5的6°截短后的流线追踪进气道进行了马赫数3.85风洞实验.结果表明:该进气道在马赫数3.85来流条件下能够自起动;进气道流量系数为0.83,出口总压恢复0.78,马赫数2.01,增压比11.92;进气道能够承受的最大反压为34倍的来流静压.

超燃冲压发动机尾喷管流线追踪设计

为了满足超燃冲压发动机三维流道排气系统一体化设计需要,基于轴对称最大推力喷管流动的基准流场,采用流线追踪方法发展了三维尾喷管构型设计技术。根据典型的高超声速飞行条件,设计得到了进口方形,尺寸50mm×50mm,长度560mm,出口高度147mm的三维尾喷管无粘构型,并对其进行了粘性修正。对该尾喷管构型在设计状态进行了无粘和有粘流场计算,得到了推力和升力等性能参数,并对其流场结构有了初步的认识。计算发现,流线追踪构型能有效增大推力,而粘性力是造成推力损失的重要因素。

基于Pollock流线追踪的油藏高效水驱管理方法

中东地区薄层碳酸盐油藏主要采用水平井井网进行注水开发,目前水平井水淹程度高、注水效率低等问题日益突出,为此提出基于Pollock流线追踪技术的油藏高效水驱管理方法。根据流线模拟结果确定动态井组,计算井的分配因子,分析油藏注采连通状况并评价注水效率,通过优化注采政策改善水驱开发效果。K1油藏现场应用结果表明:井组注水分配比例更加均衡,注采流线分布趋于合理,水平井线性正对方向上的无效水循环减少,油藏注水效率和波及系数明显提高,现场试验井含水率平均降低10%以上。水平井井网高效水驱管理保证了油藏产量的稳定。

流线数值模拟中的流线追踪技术

流线模拟已经越来越多的应用于油气田开发的各个领域,相对于传统的有限差分方法,前者因运算速度快及直观地显示驱替前缘等优势受到广泛重视。为摸清利用流体质点如何追踪流线,将饱和度三维模型转化为沿流线的一维模型,推导了油水两相渗流模型,采用IMPES方法给出了流线数值模拟的求解思路;利用目前最为流行的Pollock方法,阐明了流线追踪的具体过程。通过算例,研究了五点法、反七点法、反九点法及不规则井网的流线分布,方便借鉴与应用。

基于形函数插值的流线追踪方法

油藏数值模拟中,压力和饱和度分布与流线有着密切的关系,流线在注水量劈分、注水效率计算方面具有重要的价值,目前计算流线主要通过流线数值模拟方法或采用欧拉法通过压力分布直接计算质点流速追踪流线。常规油藏数值模拟方法可以直接获取不同时刻压力场分布,但由于实际地质建模使用的网格步长太大,直接计算流线会产生极大误差。在采用油藏数值模拟方法获取油藏压力场分布的基础上,利用形函数插值理论对压力场进行插值加密,然后采用流线追踪算法计算油水井间流线的分布,达到常规油藏数值模拟技术也能计算流线的目的。建立的基于形函数插值的流线追踪算法简单易行,可以作为油藏数值模拟的一个后处理程序,相比流线模拟技术,该方法无需考虑模拟精度的问题,却能实现流线计算的目的,对实际油藏动态分析和油藏数值模拟历史拟合有重要的指导意义。

进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计

为了满足两侧进气布局飞行器的乘波前体与进气道一体化设计要求,提出了一种进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计方法。基于马赫数分布可控的轴对称基准流场,在指定进口水平投影为椭圆的条件下,采用该方法设计了内收缩进气道并在设计点(Ma=5.4)和接力点(Ma=4.0)对其进行数值研究。结果表明,设计点时进气道都能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布,无粘时可以全捕获自由来流,喉道性能与基准流场几乎相等。有粘条件下,设计点和接力点时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,接力点的流量系数高达0.85。该设计方法为内收缩进气道与乘波前体的一体化设计提供了新途径。

基于二维曲面基准流场的流线追踪高超声速进气道设计

以压力梯度可控设计方法优化后的二维曲激波基准流场为基础,结合流线追踪和截面渐变技术实现了矩形进口、圆形进口以及方转椭圆进气道设计,证明基于二维曲激波基准流场可以设计出各种进出口截面形状的高超声速进气道.利用上述设计方法设计的3种不同进出口形状的高超声速进气道,与相同约束条件下的常规二元三楔进气道进行了对比.数值仿真研究表明:3种非常规进气道设计点无黏流场马赫数分布及总体性能与基准流场接近,具有二维基准流场的特征,波系结构简单,出口畸变较小.此类进气道的总体性能相当,较常规进气道可以显著缩短外压段长度,流量捕获能力更强,非设计点也表现出良好的性能.以上结果表明该设计方法是可行的,值得进一步研究.

海洋流线积分自适应步长计算模型研究

针对步长固定的传统流线数值积分中造成的计算不精确或无谓计算过多的问题,文献[15]提出了一种自适应步长的海洋流线构造算法,该算法中的自适应步长计算模型可综合考虑局部网格的流速和流向,具有双自由度调整的优点,但也存在着邻近网格流向改变过大造成的追踪不持续、网格内流速过缓造成的迭代死循环等问题,为此本文提出了一种新的自适应步长计算优化模型,优化后的模型在保持原模型优点的基础上,通过限定积分步长的下限取值范围,解决了流线追踪不连续及计算迭代死循环问题,同时通过调整参数μ及δ在模型中的控制范围,使积分步长的适用度更加宽泛,从而提高了算法的计算效率、减少了数据存储量,并避免了流线混叠及锯齿现象,通过大量试验及三维可视效果的对比分析,验证了算法的可行性和有效性。

流线数值模拟中的无效网格处理方法

对于砂体横向连续性差,呈透镜状,局部区域为局部断层影响的水动力滞留区或泥岩的油区进行数值模拟时必然涉及到不可流动区域的处理,不可流动区域网格化后变为不可流动网格,又称无效网格或死网格。不可流动区域的存在会影响流线数值模拟的压力场计算以及流线追踪过程,导致流线数值模拟失败,因此无效网格的研究对流线数值模拟计算具有重要意义。无效网格的处理方法主要有三种:直接计算法、镜像反映法及网格设置法,还有流线追踪、流线饱和度模型中涉及到的无效网格处理方法。通过实例计算分析,证明了无效网格处理方法的有效性。网格设置法具有良好的规律性,计算简便;直接计算法的方程系数矩阵规律复杂;镜像反映法要不断对无效网格重新赋值,影响计算速度。当模拟区存在不可流动区域时,无效网格处理方法能有效地解决流线数值模拟过程中出现的问题。

全流面乘波前体进气道设计方法

基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作,但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能,在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上,将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场,顺序组合,从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪,实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计;纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成,只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束;所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法,其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数,可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。

压气机叶片三维流场耦合反问题设计方法

针对航空发动机等领域高性能压气机的发展需要,研究、构建并验证了一种压气机叶片三维反问题设计方法。该方法以叶片壁面压力分布作为目标参数,采用基于特征波理论的可穿透壁面边界条件计算匹配预设压力分布的流场,通过流线追踪求解目标叶片。根据叶片求解系统对流场参数的敏感性分析,提出采用重构独立型面求解网格和对预设压力分布添加松弛因子两种降低对流场计算精度依赖程度的措施,在几乎不增加计算资源需求和设计时间的前提下,提高了反问题设计系统的求解准确度。为检验反问题设计方法关键原理的正确性和降低设计误差措施的有效性,进行了多种算例验证,结果表明所构建的反问题设计方法可准确高效地实现轴流压气机叶片气动反问题设计。

直井-压裂井混合井网渗流理论研究

直井-压裂井混合布井方案优化是一项非常复杂而庞大的系统工程,方案优化成功与否直接关系到投产后产能情况,要进行直井-压裂井井网混合布井方案的优化,必须首先从机理上深入研究直井-压裂井网渗流理论,通过稳态流理论获得井网的压力场,根据压力变化运用迭代追踪方法获得井网单元的流场,进而确定井网见水时间、驱替效率以及见水后含水上升规律,为直井-压裂井混合布井方案优化提供理论基础。

密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。

自适应步长的海洋流线构造算法

为深入研究海洋流场的结构特征,在临界点理论的支持下,根据不同的临界点类型提出了充分考虑流场结构特征的初始质点源布置策略,并根据原始网格矩阵中局部网格的流速和流向,提出了一种具有更宽泛步长调整适用度的自适应步长计算模型。该模型可根据具体流场特征实现步长增长倍数和全局步长增长控制的双自由度调整,同时可满足同向加速和逆向减速的步长控制。为实现流线在全局流场中的合理化布置,提出了基于平滑窗口的流线密度调整策略。对全球海洋流场进行可视化实验,结果表明,本文算法在海洋流场结构特征的表达中应用效果较好。

高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究

飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点。简要介绍了高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速乘波体飞行器构型的进一步发展提出了设想——采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面。

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI）的一体化设计方法，对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析，针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致，设计状态下的计算结果表明，前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明，改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动，流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。

密切曲面锥乘波体——设计方法与性能分析

介绍了密切曲面锥(osculating curved cone,OCC)乘波体的设计方法,并对密切曲面锥乘波体的流场结构及气动特性进行了分析.密切曲面锥方法采用具有直线激波和等熵压缩波系的曲面锥作为基准流场,在定义乘波体激波型线(inletcapture curve,ICC)和前缘捕获型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称和流线追踪技术,设计生成密切曲面锥乘波体.采用数值方法对设计的密切曲面锥乘波体进行了模拟,理论设计结果和数值模拟结果一致.对密切曲面锥乘波体和密切锥乘波体进行了比较,密切曲面锥乘波体克服了密切锥乘波体压缩量不足及容积率偏小的缺点.

密切内锥乘波体设计方法和性能分析

发展了密切内锥乘波体的设计方法.密切内锥乘波体采用ICFA(internal conical flow A)流动作为基准流场,在定义乘波体出口激波型线(inlet capture curve,ICC)和前缘型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称技术及流线追踪技术,设计生成密切内锥乘波体.采用数值方法对设计的密切内锥乘波体在设计状态下进行了模拟,将理论设计结果和数值模拟结果进行了对比验证,数值模拟和理论设计结果一致吻合.

基于高效数值方法的一种高超声速飞行器外形气动力/热综合优化设计研究

基于所发展的高效气动力/热快速预测方法,建立了适用于高超声速飞行器的综合考虑气动力与气动热特性的外形优化设计技术,并在一种高超声速飞行器外形设计中应用,通过优化设计改变了初始外形纵向静不稳定特性,优化后外形实现了纵向静稳定、大攻角自配平和非驻点表面最大热流下降的设计目标。所发展的方法为适应气动外形快速选型设计需求提供了有效的途径。