低温跨声速风洞设计中的真实气体效应研究

风洞以低温气体为介质运行时,气体会表现出热力和热值的不完全,风洞回路气体流动参数计算需要考虑低温真实气体效应。计算给出了氮气介质在温度100~323 K、压力100~450 kPa范围压缩性因子和比热比的变化规律,并通过将等熵膨胀系数引入一维完全气体流动方程,发展了低温跨声速风洞气流流动参数计算分析模型,获得了跨声速风洞高速运行时气流液化温度和压力的组合边界包络线。对比分析结果表明:在低温跨声速风洞的运行压力(115~450 kPa)和温度(110~323 K)范围内,基于等熵膨胀系数计算得到的气体流动状态参数的理论计算值与气体真实物理解的偏差小于1%,完全可满足低温跨声速风洞工程设计需求。

真实气体非定常波系交互作用求解方法

真实气体气波相互作用效应在气波类机械的设计中至关重要,波系之间的相交反射直接影响设备的工作过程.目前由于真实气体非定常波系理论较为匮乏,设计者不得不先采用理想气体模型进行初步估计,然后利用计算流体力学(CFD)进行校正,消耗了大量的计算资源和时间.为此建立了真实气体非定常波交互作用求解方法.首先给出了跨越单一波的计算方法,对于激波采用Rankin-Hugoniot关系迭代波后温度,对于膨胀波利用Simpson公式对黎曼不变量进行数值积分求解波后气流速度.随后给出了简单波与激波的相遇、反射等作用的计算方法.计算结果与CFD模拟的压力和温度具有较好的一致性,并且在计算时间上比CFD有明显的优势.

真实气体效应下高超声速进气道多场耦合仿真

吸气式高超声速飞行器速域的不断拓展,使进气道部件在强烈的气动载荷以及热载荷作用下与外部流场耦合效应明显,同时高温流动中的真实气体效应会进一步加剧进气道内多场耦合关系的复杂性。通过在多场耦合仿真中考虑真实气体效应影响,针对壁面共轭耦合传热下高超声速进气道气动性能以及结构温度场的非定常变化进行数值模拟。研究发现:受壁温升高的影响,300 s时刻进气道出口气流温度相比初始时刻上升13.30%,压力升高13.53%,总压恢复系数下降2%,而流量系数几乎不发生变化。50 s时刻,唇缘和前缘处壁温达到2350 K,内通道最高壁温为1200 K,而在300 s时刻内通道最高壁温也接近1900 K。因此在兼顾内通道防热设计的同时,要着重考量前缘及唇缘热防护设计的可靠性。

真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响

为研究高马赫数下真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响,采用量热完全气体模型和化学非平衡气体模型两种气体模型对层流流态、转捩流态、全湍流流态的双楔绕流流场进行了数值模拟,其中转捩流态计算采用基于间歇因子的γ-Reθt转捩模型,全湍流计算中采用k-ωSST湍流模型。结果表明:双楔拐角附近发生流动分离,与量热完全气体模型相比,相同流态下,化学非平衡气体模型计算得到的分离区尺寸更小。在边界层转捩位置的分析中发现,双楔拐角附近的分离区对边界层转捩有重要影响,分离激波产生的位置与边界层开始转捩的位置高度吻合,与量热完全气体模型相比,化学非平衡气体模型时的边界层转捩起始位置更靠后。针对真实气体效应下单位雷诺数、拐角角度对边界层转捩的影响规律研究发现,真实气体效应在一定程度上抑制了分离区内的转捩流动,随着单位雷诺数减小、拐角角度增大,真实气体效应对边界层转捩的影响随之增大。

基于真实气体模型的SF_6断路器中冷态气流场特性的仿真分析

准确地计算灭弧室内气流场特性对于SF6断路器优化设计有重要意义。基于真实气体模型(user-defined real gas model,UDRGM),运用线性插值与UDRGM相结合的方法来导入SF6的气体属性,并与流场控制方程组联合求解,研究了SF6断路器简化灭弧室冷态气流场的特性规律。通过分析监测点处的物理量发现,触头分开过程中,灭弧室内整体压力差不断增加,气体密度分布主要取决于气压的变化;在喷口区域,气压最大值出现在动触头端部中心位置,各监测点处的气压与马赫数受触头位置的影响较大,当触头运动到监测点时,马赫数与气压会发生跃变,而喷口内部两触头间的气压变化梯度却很小。结果表明,基于UDRGM建立的SF6断路器冷态气流场分析新方法可有效地提高计算精度,也为热态气流场的研究提供了基础。

真实气体效应对高超声速轨道器气动特性的影响

基于一个7组元6反应动力学模型,采用NND差分格式求解化学反应Navier-Stokes方程,数值研究高超声速轨道器的绕流特性。重点讨论了轨道器气动特性在真实气体效应作用下对不同来流状态和不同舵偏角的敏感性。研究表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,缩短了激波的脱体距离,使激波层变薄,流动变量的梯度变大;空气的离解和电离导致轨道器的阻力系数比完全气体计算值低,压心位置前移。小攻角下,升力系数和俯仰力矩系数的真实气体计算值高于完全气体计算值,大攻角情形则相反。此外,小攻角时真实气体效应产生小低头力矩,而大攻角时产生小抬头力矩。单就舵面而言,真实气体效应使其阻力系数增大,使其升力系数和俯仰力矩系数在小攻角且非负舵偏角时变小,在大攻角且负舵偏角时变大。特别地,真实气体效应仅在零攻角且零舵偏角时对舵面的压心位置产生较大影响。

横向喷流干扰中的真实气体效应研究

建立了包括湍流、两相流和非平衡化学反应模型的统一算法,并对横喷干扰流动中的高温异质喷流、两相流、非平衡燃烧效应分别进行了计算分析。研究表明,非平衡燃烧效应对干扰流场及模型气动力的影响最大,高温异质喷流次之,两相流效应的影响最小;非平衡燃烧是引起冷、热喷条件下轴向力系数出现明显差异的最主要因素;虽然固相颗粒本身对干扰流场影响非常小,但它会从造成气相质量流率损失的角度对流动产生影响。因此,在风洞试验的模拟准则中应对上述因素予以考虑。

真实气体效应试飞器气动布局研究

针对真实气体效应飞行试验的要求对试飞器气动布局开展了设计研究,采用平衡气体模型对真实气体效应进行数值模拟,通过与理想气体状态方程数值模拟结果的比较,分析了真实气体效应对不同试飞器外形气动特性的影响规律,总结出真实气体效应试飞器外形的基本设计要素,给出了适用于真实气体效应飞行试验的试飞器气动布局.

考虑真实气体PVT动态的高速非达西渗流模型

在分析天然气高速非达西渗流特征的基础上,考虑了天然气黏度、压缩因子和压缩系数等随压力变化的情况,建立了天然气高度非线性的不稳定渗流数学模型,采用数值差分方法对模型进行了求解,并分析了非达西渗流条件下气体产能特征,以及真实气体PVT参数随压力变化对产能的影响。结果表明,考虑高速非达西流和真实气体PVT参数动态变化时的产能高于达西线性流和PVT参数为常数时的产能,在不稳定渗流的早期、晚期阶段,天然气黏度、压缩系数变化都会对产能产生影响。因此在气藏产能计算和动态分析中应该考虑非达西流和PVT系数变化对产能的影响,以准确指导气藏开发。

真实气体效应对MSL火星进入气动特性的影响研究

探测器超高速进入火星过程的高温真实气体效应对飞行稳定性和防热系统影响极大,需要在初步设计阶段对探测器的气动力热特性进行精确预测。文章构建了采用流场直角与表面非结构混合网格以及网格自适应的直接模拟蒙特卡洛方法,模拟稀薄环境高温真实气体效应的依赖于温度的多原子分子振动激发和8组份54化学反应模型。通过计算"火星探路者"外形气动力系数随攻角的变化,并与文献提供的计算结果对比,有较好的一致性,验证了该文算法的可靠性。文章模拟了"火星科学实验室"在火星大气环境70km高度、进入速度为5.85km/s下的高温真实气体效应对气动力、气动热和流场特征的影响。通过与完全气体计算结果对比,表明高温真实气体效应影响下的激波脱体距离减小,表面热流降低,轴向力系数增加、配平攻角减小、压心位置随攻角变化显著。

基于真实气体状态方程的煤层瓦斯含量研究

针对高压常温条件下采用理想气体状态方程预测煤层瓦斯含量误差较大这一关键问题,运用热力学原理,对煤层卸压瓦斯膨胀系数进行了讨论,随瓦斯压力增大,真实气体的卸压瓦斯膨胀系数与理想气体的差别增大,而温度对卸压瓦斯膨胀系数影响极小,瓦斯卸压膨胀系数与瓦斯压力的关系可用拟合公式表示为k=-0.1167+9.29243p+0.14618p2。采用真实气体卸压瓦斯膨胀系数对胡底煤矿3号煤层和玉溪煤矿3号煤层瓦斯含量进行计算,结果表明,采用理想气体计算的误差可达10%以上,而真实气体计算的最大误差只有4.02%,因此,采用真实气体能更准确地预测煤层瓦斯含量。

修正流通面积的页岩有机纳米孔真实气体运移模型

页岩纳米孔气体运移模型的研究对页岩气的高效开发具有重要意义。考虑了滑脱、Knudsen扩散、表面扩散、应力敏感以及真实气体效应和有效流通面积,根据纳米孔流通面积对体相气体运移模型与吸附气模型进行耦合,建立一种更加合理且完善的页岩气纳米有机孔运移模型,并根据已有实验数据验证了该模型。对流通面积修正产生的通量变化,真实气体影响及各个运移机制传导率占比进行了分析,结果表明:同一孔隙半径中,未对流通面积修正将导致总运移量偏大;若忽视真实气体效应,将导致气体运移通量最多能偏大54.86%;在储层条件下,带有滑脱边界的黏性流通量都不能忽略;当孔隙半径大于25 nm,压力大于19.1 MPa时,Knudsen扩散通量可以忽略不计;当孔隙半径小于10 nm时,表面扩散通量不可忽略。

考虑低温增压真实气体效应的运输机气动特性数值模拟研究

为了给低温风洞试验数据修正提供参考,本文利用数值模拟手段研究了低温真实气体效应相比较于完全气体对飞行器气动特性的影响,以及该影响与雷诺数影响相比所占比例的大小等问题。文章应用Aungier-RedlichKwongz方程,发展了适用于模拟氮气低温高压真实气体效应的RANS求解软件。与NIST数据的对比表明,该状态方程在5倍大气压下,比热比等参数误差在0.3%以下。同时,标模测试结果表明本文软件计算精度与国外软件相当。应用本文方法研究低温增压风洞中氮气真实气体效应:以典型运输机构型DLRF6为模型,分别计算了高速、低速状态下各种不同温度和压力工况下的流动。计算结果表明,在低温增压情况下,真实气体效应引起的气动力差异很小,升力、阻力、力矩最大相对误差均在0.3%以下,与雷诺数效应引起的偏差相比可以忽略不计。因此,以氮气为介质的低温风洞试验研究可以采用完全气体假设。

一种用于真实气体流动的数值计算方法

推导出一种用密度和内能(ρ,ρe)或密度和比内能(ρ,e)描述的真实气体的高分辨率数值格式,采用IF97计算公式设计相应的以(ρ,ρe)为变量的水和水蒸气性质表,并用一种快速插值的方法将表格中的水和水蒸气状态参数应用到流体动力学计算中.采用上述方法对叶栅中过热蒸汽和喷管中饱和蒸汽的流动进行了数值模拟,结果表明该方法的计算结果与实验数据吻合良好,可应用于真实气体流动的分析,比常规方法所获得的结果更加准确.

喷射器气体动力函数法的真实气体修正

索科洛夫提出的气体动力函数法是喷射器经典的设计方法,但是其基于理想气体的假设使得该方法应用于高压的真实气体时误差较大。运用气体热力学方法,从焓和定压比热容的定义入手,引入真实气体等熵温度绝热指数和等熵容积绝热指数,结合能量方程,推导出基于真实气体的气体动力学函数理论式。在此基础上,依据动量守恒和质量守恒定律,推导出了基于真实气体的气体喷射器与气力输送喷射器的基本方程。与索科洛夫设计方法进行了对比结果表明,低压工况下,基于真实气体的修正方法与索科洛夫设计方法计算结果吻合,说明修正的设计方法覆盖了索科洛夫设计方法;但在高压工况下,两种设计方法的结果差异明显。基于真实气体的修正弥补了索科洛夫设计方法的局限,可适用于全压范围的喷射器设计。

真实气体流动的相似规律

本文从具有化学反应的NS方程出发导出了真实气体流动的相似律,分别给出了高温空气非平衡流、平衡流和冻结流的相似参数。文中还讨论了航天飞机轨道器各种Mach数范围内的真实气体流动的相似参数和实验模拟问题。

真实气体效应对返回舱气动力特性的影响

采用7组元6反应化学动力学模型,通过数值方法研究了真实气体效应对阿波罗(Apollo)返回舱流场及气动力特性的影响.并利用典型弹道点的飞行和实验数据验证了化学非平衡流计算程序的可靠性.计算结果表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,真实气体效应使得激波脱体距离减小;真实气体效应使阻力系数和升力系数增加,且在小攻角时增加幅度最大;真实气体效应产生附加的低头力矩,使压心位置后移.真实气体效应的影响随着马赫数的增加变化不明显.

基于水蒸气真实气体模型的蒸汽喷射器尺寸计算程序

在索科洛夫喷射泵尺寸设计理论基础上,结合水蒸气真实气体物性,给出了一种应用水蒸气真实气体模型计算喷射器尺寸的计算程序。结果证明,应用水蒸气真实气体模型计算与采用理想流体计算的喷射器尺寸有一定的差别,因而有必要在设计过程中考虑采用水蒸气真实气体模型进行尺寸的计算,提高计算结果的精度。

真实气体等压热容的关联

根据真实气体热容与剩余焓的关系 ,导出了计算真实气体热容的普遍化关联式 ,将该关联式的计算结果与采用文献方法的计算结果进行了比较 ,结果表明 ,该关联式的计算误差一般在 5 %之内 ,比文献方法准确性高且更简单方便。

真实气体C_p-C_V值的理论分析

计算了范德瓦耳斯气体与列纳德-琼斯气体的Cp-CV理论值,并与实验值进行了对比.