多孔气膜冷却纵向耦合涡的数值模拟

应用Realizable k-ε紊流模型并结合SIMPLEC算法,近壁区流动的处理采用加强壁面函数法,对多孔气膜冷却进行数值模拟,将数值解与实验值进行比较,对纵向耦合涡的发展与冷却死区范围变化的关系进行探讨。结果表明,数值计算可较真实地模拟平板多孔气膜冷却气膜孔间气膜冷却效率的分布规律。冷却气流对底面形成气膜冷却的效果是由于纵向耦合涡覆盖在底面之上,阻隔主流与底面直接接触;气膜孔后高涡量、低涡心位置的纵向耦合涡的形成有助于提高其覆盖区域的气膜冷却效率;底面气膜冷却效率的分布规律与纵向耦合涡在底面上的覆盖范围一致,多孔气膜冷却气膜孔后纵向耦合涡的汇合位置直接影响孔间冷却死区的范围。

滚动轴承-偏置转子系统涡摆耦合动力学特性研究

建立了滚动轴承-偏置转子系统涡摆耦合动力学模型,模型中考虑了转子偏置量及圆盘摆振,滚动轴承模型中考虑了轴承游隙、非线性赫兹接触力及变刚度VC(Varying Compliance)振动等因素。采用数值方法对不同偏置量下,有无考虑圆盘摆振时系统动力学响应进行了计算与比较;分析了轴承游隙变化对不同偏置量的转子动力学性能的影响。结果表明:考虑圆盘摆振时偏置转子的非线性动力响应特征明显增强;相同转速下,不同偏置量的转子系统中频率成分亦不相同;转子偏置程度越大,系统临界转速对轴承游隙变化的敏感度越高。

固体火箭发动机涡声耦合特性数值研究

为了揭示固体火箭发动机内涡/声耦合机理,以VKI实验发动机为基础,使用大涡模拟方法,对不同温度下障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展数值研究,获得了燃烧室内速度分布以及压力振荡的频率和幅值,并和实验数据进行了对比。结果表明,旋涡脱落频率与某阶声振频率相等不是涡/声耦合的必要条件;速度幅值对旋涡脱落频率的影响是主要的;平均马赫数对旋涡脱落频率的影响不大,对压力振幅的影响显著。

分段固体火箭发动机中声涡耦合现象的实验研究现状

概述了国内外针对大型分段固体火箭发动机中由于声涡耦合而引起的压强振荡现象的实验研究,包括轴向供气和径向供气的冷流实验以及大量的缩比发动机点火试验。一方面,这些实验用来确定和验证定义涡脱落频率的Strouhal数值,其可在一定程度上解释全尺寸发动机振荡出现的时刻和频率的变化;另一方面,研究了绝热环的高度、厚度、材料、位置以及绝热环间距等参数对振荡幅值的影响,为被动控制提供思路。同时发现,头部、段间和潜入式喷管处空腔对压强振荡也有很大影响。

非定常分离流波-涡耦合控制的频率锁定效应

对于存在多个彼此间具有相对运动物体的轴流压气机流场,其非定常旋涡流动的时空结构存在两种可能的流态,即:复杂的、无序的非定常自然流态与简单的、有序的非定常耦合流态。在一定条件下,合理组织流场中上游非定常绕流与下游分离旋涡之间的耦合关系,可促使无序的自然流态朝着有序的耦合流态转化,从而实现对压气机时均性能和流动稳定性的有效提升。针对上述多物体绕流间波-涡相互作用频率之间的耦合机理,分别在固定转速工况以及变转速工况两种情况下,在低速压气机试验台展开了实验研究。实验结果表明:在设计转速工况,有效的波-涡耦合无量纲频率锁定在0.6—1.3范围内;在变转速工况,波-涡耦合作用的有效频率范围仍会锁定在无量纲激励频率等于1.0的最优方案。

热挡板设计参数对涡声耦合压力振荡影响研究

为探索热挡板设计参数对涡声耦合效应引起的压力振荡特性的影响,基于阿丽亚娜5型运载火箭发动机的缩比模型,利用大涡模拟方法开展了数值研究。首先研究了热挡板高度对发动机内的压力振荡的影响,结果发现,随着热挡板高度的增加,压力振荡幅度逐渐变大;合理的设计热挡板高度可以减小涡声耦合引起的压力振荡。在此基础上,研究了热挡板弯曲角度对涡声耦合压力振荡的影响,发现随着热挡板弯曲角度的增大,压力振荡的不稳定模态从高模态向低模态转移,且振荡现象逐渐从单一频率下剧烈的振荡向多频率振荡分散,降低了最大压力振荡幅度,在一定程度上降低了压力振荡的危害。

横流向涡激-参激耦合振动下深水钻井隔水管疲劳损伤预测

考虑深水钻井过程中浮式平台的升沉运动,基于Vander Pol尾流振子模型,建立深水钻井隔水管横流向涡激-参激耦合振动力学分析模型和控制方程,采用Galerkin法和Newmark-β方法对控制方程进行求解,获得涡激-参激耦合振动下深水钻井隔水管的应力时程曲线;采用雨流计数法和Palmgren-Miner线性累积损伤准则,获得深水钻井隔水管的疲劳损伤热点,在此基础上讨论波高、波浪周期、海面海流流速、顶张力对隔水管疲劳热点处疲劳损伤的影响。结果表明:隔水管横流向涡激-参激耦合振动疲劳损热点位于隔水管底部;波高主要通过影响隔水管参激振动特性影响隔水管的疲劳损伤,波高越大,疲劳损伤越大;波浪周期主要通过改变参激振动中隔水管的轴向力影响其疲劳损伤,波浪周期越小,疲劳损伤越大;海面海流流速主要通过改变隔水管横流向的涡激振动特性影响其疲劳损伤,海面海流流速越大,疲劳损伤越大;顶张力主要通过改变隔水管的轴向力分布影响隔水管的横流向涡激振动,进而对其疲劳损伤产生影响,顶张力系数越小,疲劳损伤越大。

大长径比固体火箭发动机涡声耦合特性数值分析

为研究某型大长径比单室双推固体火箭发动机出现压力/推力振荡的原因,应用大涡模拟和声腔频率数值分析方法,对其涡-声特征场进行数值计算,获得相应声频率、涡脱落频率和压力振荡响应频率,并与试验进行对比分析。结果显示,该发动机发生了声不稳定燃烧,引起其振荡的主要原因为涡声耦合问题,通过改进装药形面后向台阶旋涡输运距离和推进剂燃速,调整涡脱落频率,使其远离声频率,从而消除涡声耦合导致的压力/推力振荡现象,发动机热试试验证明预判方法准确可靠,且改进方案有效消除了发动机压力/推力振荡现象。

固体火箭发动机声涡耦合数值仿真

研究固体火箭发动机工作中发生的声涡耦合导致的不稳定燃烧,以及燃烧室空腔变化对压力振荡的影响。对VKI缩比发动机流场采用大涡模拟(LES)方法进行数值模拟,确定数值方法可行。采用有限元和大涡模拟结合的方法,对某固体火箭发动机声涡耦合进行仿真分析,对声场分别采用理论方法和有限元数值方法对声模态和声学特性计算,确定有限元方法精度可靠及大涡模拟方法对流场旋涡流动不稳定捕捉准确,计算结果和试验中压力振荡结果相符。表明研究的该固体火箭发动机发生了声涡耦合引起的纵向1阶声不稳定,且获得了自由容积对压力振荡频率及幅值的影响规律。

不同主流速度下障碍涡脱落冷流实验研究

采用冷流试验系统研究了不同主流速度对压强振荡的影响,并通过在流场中加入示踪粒子,且运用连续片光流动显示技术和高速数字摄像技术获得了试验器中流场的旋涡运动情况。实验结果表明,随着主流速度的增加,旋涡脱落的频率相应升高。同时,对比压强测试结果与高速摄影结果,发现当旋涡脱落的频率接近实验器声场的某一阶固有频率时,就可能引起压强振荡,且两者频率的差值越小,压强振荡的振幅就越大。

N-涡卷超混沌吸引子产生与同步的研究

四阶MCK电路的主要特点是产生双涡卷超混沌吸引子 .本文提出在该电路中产生N 涡卷超混沌吸引子的一种新方法 .构造一个具有 2N - 1个分段线性的奇函数 ,其构造方法是使该函数中的每一个平衡点分别位于相邻两个转折点的正中间 ,并保持混沌吸引子中涡卷与键带的相互间置 ,在此基础上利用递推的方法求得该函数中的各个递推参数 ,从而可在MCK电路中产生N 涡卷超混沌吸引子 .基于李雅普诺夫稳定性理论 ,研究了两个N 涡卷超混沌吸引子的单向耦合同步问题 .最后给出了N 涡卷超混沌吸引子产生及其同步的计算机数值模拟结果 .

并列刚性双圆柱流激振动风洞试验研究

通过风洞试验研究了弹性支撑条件下并列刚性双圆柱的流激振动,试验雷诺数范围Re=3200~36200。圆柱间距比S/D=1.5~4.0,其中S为两圆柱圆心间距,D为圆柱直径。结果表明:随着间距的变化,并列双圆柱的振动幅值呈现涡激振动(vortex-induced vibration,VIV)和尾流耦合涡激振动(wake-coupled vortex-induced vibration,WCVIV)模式。WCVIV发生在间距比S/D≤3.0时,此时双圆柱之间相互干涉作用较强,双圆柱振动幅值响应呈现不一致性,振动位移之间表现为同相位或反相位耦合特征,圆柱尾流场对称点的涡脱频率也不相同,尾流呈现不对称性。而VIV发生在间距比S/D=3.5~4.0时,此时双圆柱相互独立,其振动幅值和涡脱频率几乎相同,尾流的不对称现象消失,振动位移之间相位差不再近似等于恒定值而是随时间周期性的“划动”。无论发生WCVIV还是VIV,振动频率的主频均锁定于1倍的固有频率。

收缩-扩张形气膜孔提高气膜冷却效率的机理研究

为了揭示收缩-扩张形孔提高气膜冷却效率的机理,选择了两种典型的气膜孔:圆柱形孔和扇形孔,进行了数值模拟对比研究.湍流模型选取Realizablek-ε模型,壁面函数采用增强壁面函数.结果表明:圆柱形孔射流法向动量很大很集中,生成了较强的耦合涡,冷却效率最低;扇形孔减弱了射流的法向动量,并产生了一定的展向速度,冷却效率得以提高;收缩-扩张形孔减小了射流的流向厚度,增大了射流的展向宽度,且产生了更大的展向速度,扩大了射流的覆盖区域,形成了与圆形孔及扇形孔射流相比作用相反的耦合涡,使气膜更好地贴附于壁面,气膜冷却效率高于其它两种孔形的效率;相对于圆柱形孔和扇形孔,收缩-扩张形孔的平均气膜冷却效率,在吹风比为0.5时,分别提高了约110%和15%,在吹风比为2时,分别提高了约560%和60%.

气膜冷却喷孔附近的流场实验研究

在回流式传热风洞中，利用五孔针对用于航空发动机高温部件气膜冷却孔周围的流场进行了细致的测量，发现了喷孔出口截面存在部分主流被吸入孔内的孔吸流动现象．定义了充满系数Ｃｉ，讨论了该截面上的三维速度场和充满系数Ｃｉ在不同扇形孔几何参数和流动参数下的分布趋势．

新型台阶缝冷却结构的气动及冷却特性

为了抑制气膜冷却过程中耦合涡的产生,提出了一种切向出流台阶缝冷却结构,并对其在涡轮导叶吸力面、压力面上布置时的气动性能及冷却特性进行了数值研究。结果表明:在吸力面叶栅通道喉部附近布置时仅使总压损失增加约2%;在压力面布置则能使总压损失、能量损失在低吹风比工况各降低约2.5%,同时出口气流角的增加不到0.1%,而且损失系数和出口气流角对吹风比的变化也不敏感。吸力面、压力面缝后冷却效率均较高,在高吹风比工况平均都有约8%轴向弦长的叶片表面冷却效率接近1.0。

不同气膜冷却孔的流动和传热的实验比较研究

对流向倾角、锥顶角 (扇形角 )的扇形气膜冷却单孔射流下游的流动和传热进行了详细的实验研究 ,并与相同实验条件下圆孔射流的测量结果进行了比较。结果表明 ,扇形喷孔下游的速度边界层等值线具有两种基本的分布形态 ,即使在高吹风比 M =2 .0时 ,扇形喷孔射流的下游 ,也没有明显大于主流速度的射流区域出现 ,射流下方低速区域中的速度亏损也较圆孔小得多。同时 ,喷孔两侧边缘处在吹风比M 1.0时 ,沿流向形成了一对转向相反、强度较弱的纵向耦合涡。在相同的吹风比下 ,扇形喷孔出口面积的增大能够有效地降低耦合涡的强度和速度(V、W)分量 ,从而提高了气膜冷却效率 。

战术导弹固体发动机燃烧不稳定研究概述

介绍了大长径比战术导弹用固体发动机中产生的燃烧不稳定,分析了燃烧不稳定产生的机理,总结了国外典型的实验研究情况及其主要结论,以及国内固体发动机燃烧不稳定的状况。结合最新的研究进展,对燃烧不稳定的影响因素开展了深入分析:分析了声涡之间的耦合作用,重点讨论了声对涡的调制作用;分析了推进剂压强耦合对燃烧不稳定的影响,讨论了压强耦合响应函数的测试方法及其与推进剂配方之间的关系;分析了金属的分散燃烧及其凝相燃烧产物对燃烧不稳定的增益和阻尼作用。针对诸影响因素,提出了进一步的研究建议。

深海顶张力立管参激-涡激耦合振动响应分析

该文研究顶张力立管参激-涡激耦合振动计算方法和动力特性。考虑立管顶端动边界条件,建立顶张力立管模型,研究其在剪切流中的涡激振动响应和参激-涡激耦合振动响应。提出立管的动力响应分析方法,分析参数激励对立管横向涡激振动的影响。结果表明,立管的横向振动响应频率存在0.5倍参激亚谐成分,参数激励对于立管横向振动具有重要影响。

介质温度和工作压强对发动机燃烧室中压强振荡的影响

采用大涡模拟方法研究了介质温度和工作压强对模拟燃烧室中压强振荡的影响,旨在获得相同发动机结构条件下,冷流实验和发动机热试车之间压强振荡的联系,探索采用冷流实验方法研究实际发动机流动稳定性的可能性。研究结果表明对于相同结构的发动机,冷热流之间存在很大程度的一致性,全尺寸发动机的实验数据和数值模拟结果也给予了验证,介质温度决定了压强振荡的频率,工作压强决定了振荡的振幅。

声激励下绕二维薄翼非定常位势流的理论分析

本文根据无粘流体的非定常势流理论，推导出声源在亚声速不可压缩流场中对机翼产生的非定常流体动力的精确解，讨论了典型翼段上单极子声源的位置对声致气动载荷的影响，并通过对声－涡耦合的分析，解释了限于弱扰动的声激励消除颤振的机理，为有源声控制技术应用于流致振动和涡流的控制提供了理论基础。