突扩整流孔板设计与多孔孔板尾迹发展的数值模拟

为了研究压气机试验台进气系统突扩流动孔板的整流效果,设计了4套不同布局的孔板。采用数值模拟方法研究了突扩流动核心区域(简称“中心区域”)开孔率和整个孔板孔分布对多孔孔板尾迹流和主流掺混过程的影响。结果表明:中心区域开孔率增大会使孔板四周区域分流不足,当中心区域开孔率增大到突扩上下游截面面积比的1.46倍时,中心区域分流流量占比达到其面积占比的1.88倍,稳压箱近壁面区域和角区尾迹涡合并增大,长度达到孔间距的17~24倍;为抑制近壁面区域和角区尾迹涡增大和变长,选取中心区域开孔率与突扩上下游截面面积比相当为宜;缩短中心区域孔后尾迹涡长度的最有效方法是缩小孔间距。

水面舰船气泡尾流的电导率特性和热特性的实验研究

在实验室水槽中用微孔陶瓷管模拟了水面舰船的气泡尾流,采用自制的包含电导率探头和温度传感器的复合探头,测量了模拟气泡尾流的电导率信号,并在海上实测了不同水面舰船气泡尾流的电导率信号和热特征信号,分析了这两种信号的形成机理及其主要影响因素。实验测量结果表明:水面舰船气泡尾流区的电导率信号和热特征信号与非尾流区的信号具有显著差别,尾流区与非尾流区的信号差值与海洋垂直温度梯度的大小、目标船的吨位和吃水深度及航速的大小成正比。

轮盖开孔的离心风机流场研究

提出的在离心风机轮盖上靠近叶片吸力面处开孔的方法,可利用蜗壳内的高压气体产生射流,从而直接给叶轮内的低速或分离流体提供能量,以减弱由叶轮内二次流所导致的射流-尾迹结构,并可用于消除或解决部分负荷时常发生的离心叶轮的积灰问题.通过对离心风机整机的数值实验发现,轮盖开孔后,在设计点附近的风机压力提高了约2%,全压效率提高了1%以上,小流量时压力提高了1.5%,全压效率提高了2.1%.进一步的流场分析表明,在设计流量和小流量时,由于轮盖开孔形成的射流可以明显改善叶轮出口的分离流动,减小低速区域,降低叶轮出口处的最高速度和速度梯度,从而减弱离心叶轮出口处的射流-尾迹结构.此外,沿叶片表面流动分离区域减小,压力增加更有规律.所提方法可以提高设计流量和小流量下的闭式离心叶轮性能和整机性能,结合其他离心叶轮自适应边界层控制技术,可全面提高离心叶轮的性能.

基于涡流发生器的Ahmed模型分离流被动控制实验

能源危机和环境恶化使人们意识到提高车辆燃油经济性的必要性,从而推动了车辆气动减阻技术的研究。选择具有尾部典型特征的30°倾角Ahmed模型为研究对象,通过在模型尾部安装涡流发生器控制装置,利用七孔探针测试技术研究了涡流发生器不同排列方式对尾流场的控制特性。结果表明,在实验状态下,Ahmed模型尾部存在大范围低压分离区,该分离区长度约为模型总长度的50%,是形成压差阻力的主要原因;涡流发生器排列方式对模型的尾流结构影响较大,当涡流发生器产生的流向涡与模型尾部分离涡运动方向相同时,分离流动控制效果明显,流向涡使得沿车身底层的动量掺混作用增强,模型尾流区的相对压差恢复系数可增加6.94%,尾流区长度降低40%;与之运动方向相反的流向涡会对模型尾部的分离涡运动产生阻碍作用,导致模型尾部流场中的压力降低。

轿车尾流移测试验研究

轿车的尾流结构与其空气阻力、升力与安全性有密切联系 ,为进一步研究轿车尾流结构及验证尾流场数值模拟结果的精确性提供依据 ,需通过试验得到较为全面地反映尾流结构的定量信息。为此 ,进行了红旗CA774轿车 1 10模型的七孔探针尾流移测试验 。

节流孔倒角对多孔孔板流量计流场特性的影响

多孔孔板流量计尾流流动特性是影响计量性能的关键,为了分析节流孔前后倒角对尾流流动特性的影响规律、优化多孔孔板结构,针对DN100、节流比为0.67的多孔孔板,本研究利用CFD技术对带倒角多孔孔板的尾流流场进行计算,从而揭示节流孔前后倒角对计量性能的影响规律,并利用实流实验进行验证。研究结果表明：前倒角是降低永久压力损失的关键因素,但无法提高计量精度,当前倒角在30°~60°时,永久压力损失为相同节流比的标准孔板的50%,流出系数线性度误差随前孔倒角角度的增大而提高,当前倒角为60°时,与无前孔倒角的多孔孔板流量计线性度误差接近;在45°~60°范围内,后倒角对尾流流场具有较好调整作用,从而拓宽量程范围、提高计量精度。由此得出,前倒角为60°、后倒角在45°~60°范围内的多孔孔板计量性能有较大的提高。

翼吊低平尾飞机尾迹测量研究

平尾是影响全机纵向力矩的首要部件,翼吊低平尾飞机平尾处的流场受到翼身组合体尾迹的影响。为了摸清尾迹的特点,利用七孔探针测量平尾处的动压及下洗角,得到平尾处流场动压损失以及下洗角随飞机迎角变化的气动特点。结果表明:在接近最大升力系数时,平尾处流场动压损失严重,降低了平尾的气动效率,导致全机的纵向力矩失稳。研究结果对大飞机的气动特性优化工作具有指导意义。

尾迹影响下有复合角扇形孔涡轮叶片表面的气膜冷却效率实验研究

为研究尾迹影响下带有复合角扇形孔的涡轮叶片的气膜冷却效率变化规律,利用压敏漆技术获得了不同质量流量比、不同尾迹斯特劳哈尔数(0、0.12、0.36)下的涡轮叶片表面气膜冷却效率分布。研究结果表明:气膜孔复合角有利于射流的横向扩散,孔下游射流的覆盖面积较大;在无尾迹条件下,质量流量比的增加使得带有复合角气膜孔的涡轮叶片前缘与压力面大部分区域的气膜冷却效率提高,使得吸力面气膜冷却效率下降,吸力面靠近叶顶的低气膜冷却效率区域面积变小;在尾迹条件下,质量流量比的增加使得前缘、压力面以及吸力面靠近尾缘区域的气膜冷却效率提高,使得吸力面其他区域的气膜冷却效率降低;尾迹会使叶片表面气膜冷却效率显著降低,在尾迹斯特劳哈尔数为0.36的条件下,小质量流量比时叶片表面气膜冷却效率的平均降幅为35%,大质量流量比时平均降幅为26%,气膜冷却效率的下降幅度减小。

平面型CdZnTe探测器的能谱特性模拟

CdZnTe(CZT)探测器是一种高原子序数的化合物半导体探测器,具有体积小、探测效率高、可在常温环境使用等特点,广泛应用于X、γ射线探测领域。为了更好地研究CZT探测器能谱特性的影响因素,通过Geant4软件建立探测器几何模型,模拟计算CZT晶体的本征探测效率和吸收率;根据Hecht公式计算电荷收集效率,通过收集晶体中的沉积能量和位置信息得到γ射线能谱;通过分析晶体的物理特性,探索其对探测器性能的影响。模拟计算结果表明:电荷收集不完整是影响探测器能谱性能的重要因素,当能量低于50 keV时,γ射线谱基本不受空穴尾迹的影响,而能量在50~100 keV的γ射线能谱受空穴尾迹的影响较为明显,高于100 keV的γ射线能谱受空穴尾迹的影响逐渐加重。通过增加偏压的方式可以降低空穴尾迹对能谱的影响,同时偏压的增加会使峰位产生偏移,偏移程度受最大电荷收集效率的影响。

风机尾流的流场特性实验研究

利用七孔探针流场测试技术,分别对有侧滑角和无侧滑角风机缩比模型的尾流区进行测量,得到尾流效应影响区的测试结果,以及侧滑角对尾流的偏转影响。给尾流数值模拟提供数据参考,并为风场布机方案研究提供技术支持。

燃气透平叶片3种出气边冷却结构中流动与传热性能的比较

本研究通过流热耦合计算和实验验证,比较了圆柱排孔与两种劈缝的出气边冷却结构,在不同雷诺数和冷气质量流率下的流动与传热性能。结果表明:圆柱排孔流阻偏高,受供气压力限制,冷气流量不足,冷却效果下降,造成出气边烧蚀。叶片出气边压力面开设劈缝结构降低流阻,提高了冷气流量。劈缝内采用弦向肋和扰流柱结构强化换热,提高冷却效果。在相同冷气流量下,劈缝结构所需的流动压差明显下降,叶栅叶片的尾迹宽度也减小,对降低下游叶栅的流动损失和表面传热是有利的。

尾迹对动叶表面簸箕孔气膜冷却影响实验

采用压敏漆(PSP)技术研究了上游尾迹对吸力面和压力面带有单排簸箕形气膜孔的涡轮动叶表面气膜冷却效率的影响,获得了不同吹风比(0.25～1.5)和尾迹斯特劳哈尔数(0、0.12、0.36)条件下涡轮叶片表面气膜冷却效率分布的实验数据,结果表明:尾迹使吸力面簸箕孔后径向平均气膜冷却效率最大下降幅度达0.07,使压力面簸箕孔后径向平均气膜冷却效率最大下降幅度达0.024;有尾迹时,随着吹风比的增加,吸力面气膜孔后冷却效率逐渐降低,压力面气膜孔后冷却效率先增加后降低。