Effect of gas compressibility on the characteristics of a synthetic jet flow

Numerical simulations are performed to investigate the effects of gas compressibility on the synthetic jet flow. A slot synthetic jet and a circular orifice synthetic jet are simulated assuming 2D and axis-symmetric behavior. The velocity of orifice, frequency response and the compressibility are studied through simulation. The numerical results are validated against existing experimental and analytical data, and good agreement are obtained, Gas compressibility effects on the synthetic jet flow are discussed. In conclusion, for the two kinds of different synthetic jets studied in this paper, the critical values of Mach number are 0. 082 and 0. 033.

Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析

目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下,采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管,通过数值模拟分析流场结构,并进行试验验证;模拟了喷管射流流场,通过对射流流场进行结构分析,判断设计方法的适用性。研究结果表明:马赫数6、8喷管流场与设计基本一致,射流流场品质较好,适合开展风洞试验;马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀,马赫数高于设计值,其中马赫数10喷管的射流流场品质较好,马赫数12喷管的射流流场品质下降显著且马赫数轴向梯度增大。因此,在高马赫数、低总压条件下,Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管,马赫数10喷管处于临界状态,而不适用于马赫数12喷管。

120 t转炉用双马赫数氧枪喷头射流特性研究

针对转炉吹炼过程中传统氧枪寿命短、喷溅黏枪烧枪、吹炼时间长等问题,设计了一款双马赫数氧枪,在传统氧枪喷头上增设中心孔。利用数值仿真建立数学模型,分析不同马赫数的超音速射流特性。结果表明,设计的3种方案中,当中心孔马赫数为1.98、外围孔马赫数为2.08时,可以获得更好的吹炼效果。双马赫数氧枪较传统氧枪在有效冲击面积上更具优势,中心孔可以抵消传统周边5孔布置引起的枪下负压区,从而减少黏枪概率,双马赫数氧枪在提高喷头寿命和增强吹炼的稳定性方面具有优势。

自由射流可调喷管技术对比研究与试验验证

为了适应自由射流高空模拟试验中马赫数连续可调对喷管设计的要求,针对等长高比情况下,单支点喷管流场品质与动态调节性能难以保证的特点,同时研究了单支点半柔性喷管和型面旋转喷管技术。首先,基于相同气动原理与设计方法,分别对单支点半柔性喷管的刚柔耦合型面技术和型面旋转喷管的设计点评价方法进行了研究;其次,通过数值计算,分别对这两类喷管的关键技术进行了验证分析,并在此基础上研制了用于技术验证的小尺寸模型喷管;最后,开展了该模型喷管的风洞验证试验研究。结果表明:这两种喷管技术均实现了良好的气动型面响应和动态调节性能,其流场品质优于规范指标要求,但单支点半柔性喷管的整体性能更优,为自由射流高空试验舱研究提供基础。

低马赫数射流噪声的数值计算研究

针对抗性消声器中扩张结构和尾管引起的射流噪声问题,建立了低马赫数射流噪声有限元分析模型。基于双方程k-ε紊流模型理论对射流速度场进行了计算,发现喷射流的势核周围形成一段湍化程度极高的气流。采用Lighthill-Curle声学理论预测了射流噪声,并通过试验对比验证了模型和数值计算方法的正确性。研究表明,喷射噪声主要集中在势核周围,说明势核是引起射流噪声的主要原因。通过对指向性的研究表明,低马赫数射流最大噪声主要分布范围为15°~60°。

推力转向喷流与高速主流干扰参数影响规律的数值模拟研究

针对一种简化的飞机模型,数值模拟了推力矢量尾喷流与高速主流的干扰效应,系统总结了来流马赫数、攻角、喷管偏转角、喷流马赫数、喷流总压、喷流总温等参数对飞机气动特性的影响规律,分析了流动机理,结果表明:对于该简化战斗机模型,推力矢量尾喷流对高速主流的干扰局限于尾部局部区域,对全机气动特性的影响较小,仅在较大攻角下才有一定体现;但高速主流对尾喷流的干扰显著,推力矢量角损失随来流马赫数和攻角的增大而增大。

低马赫数射流火焰多维直接数值模拟

应用高精度类谱紧致Padé格式,配合特征边界(NSCBC)技术,采用方程分裂的投射算法,并通过可变系数Poisson方程多重网格求解,使得散度约束条件获得满足,克服了模拟中虚假热膨胀问题,发展了针对低马赫数射流火焰的直接模拟程序.对2种典型的射流火焰问题进行了较为详细的计算,表明在零初始速度条件下,射流火焰具有Kelvin-Helmholtz涡旋结构,但与可变密度射流相比,后涡旋区域大尺度运动衰减较快.在平行流动初始条件下,射流火焰具有一致的射流不稳定控制频率,同时射流火焰本身具有绝对不稳定性特征.

210t转炉双马赫数氧枪超音速射流特性模拟与应用

针对某厂210 t转炉吹炼过程存在的氧枪喷头寿命低、喷溅严重、吹炼时间长、终点过氧化等问题,提出一种具备双马赫数的5孔拉瓦尔氧枪喷头优化设计方案,并通过建立计算流体动力学模型(CFD)对不同设计参数的氧枪喷头的超音速射流特性进行研究。基于氧枪喷头超音速射流速度、动压以及湍动能分布规律数值模拟结果,综合考虑转炉熔池搅拌控制要求,最终确定采用“中心拉瓦尔管Ma=2.0外围拉瓦尔管Ma=1.8、偏转角12°”设计方案。优选的双马赫数氧枪喷头在210 t转炉应用后,喷头寿命较传统单马赫数喷头提高10.42%,纯吹炼时间缩短10.87%,终点钢水O质量分数降低9.56%,终点炉渣TFe质量分数降低20.21%。

单孔皮托管快速扫描法测量超音速等离子体射流的速度

针对工业用的超音速等离子体发生器的特点，采用无水冷单孔皮托管快速扫描法测量超音速等离子体射流的动压，用喷管出口平面埋静压管的方法测量静压，从而得到超音速等离子体射流的马赫数。为了对此测量方法进行验证、比较，利用一些可以方便测得的量，通过一些普通定律计算出超音速等离子体射流的马赫数，二者比较，相对误差小于10%。

射流马赫数对圆弧形凹面腔内激波聚焦过程的影响

为研究射流马赫数对连续超声速射流对撞流场演化及激波聚焦过程的影响,保持入射导流深度L=0.00mm不变,通过更换不同的Laval喷管,对马赫数分别为Ma=1.2,1.4,1.6和1.8时的实验工况凹面腔内反射聚焦过程进行了实验研究,用高速CCD(Charge coupled device)拍摄了圆弧形凹面腔中气流流场纹影照片,并用动态压力传感器测量了聚焦过程中流场的压力变化,对径向入射激波在凹面腔内的反射聚焦过程进行了描述。通过对比不同射流马赫数下激波反射聚焦过程,发现在低马赫数1.2时,表现出较强的激波完全聚焦特性,即前导激波碰撞形成反射激波,并反射聚焦形成三波点,从而在凹腔底部形成高温高压区触发爆震,前导激波完全聚焦过程在凹面腔内流场演化中占据主导地位。随着马赫数的增加,完全聚焦强度降低,在流场中的主导优势逐渐减弱;其激波聚焦频率受射流马赫数的影响较小,频率差值较小,基本保持一致。

自由射流中飞机进气道前方亚声速流场数值仿真研究

为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用CFD方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。分析了进气道对前方气流压缩作用与飞行马赫数关系,对比和分析了分别在自由射流与真实大气中进气道前和进气道入口处的马赫数分布,确定了3种马赫数下进气道在自由射流中的最佳安装位置。比较发现,亚声速自由射流对真实高空大气飞行进行模拟,可以得到马赫数相似的流场。

超声速自由射流马赫数控制系统设计

简要介绍了超声速自由射流高空模拟和试验技术,分析了超声速自由射流马赫数控制的原理,给出了控制方式及建立多输入多输出马赫数控制系统的方法。设计并实现了基于单支点半柔性壁超声速自由射流喷管,及双电动缸同步伺服控制技术的超声速自由射流马赫数控制系统。吹风试验结果表明,采用的双电动缸同步伺服控制技术,可对单支点半柔性壁超声速自由射流喷管柔性壁面实现同步控制,即精确控制超声速自由射流喉道面积;同时,该控制系统还可连续、有效地控制超声速自由射流马赫数。

高速列车受电弓的低马赫数过渡式空腔射流降噪研究

受电弓及其空腔部位是高速列车主要的气动噪声源,降低这种噪声尤为重要。在以往的高速列车气动噪声研究中,对受电弓空腔部位的关注较少。针对高速列车受电弓及其空腔气动降噪问题,文中采用数值计算方法,研究简化的高速列车模型在350 km·h^(-1)下,受电弓空腔前缘射流降噪处理方式的流场特性和噪声传播规律。结果表明,在纯空腔前缘施加射流可以显著降低空腔内和受电弓附近的非定常流动,当射流速度为27 m·s^(-1)时,空腔后壁声源在空腔顶部和侧部辐射噪声的声压级降低最大值为5 dB,受电弓侧面监测点的噪声显著降低。文中研究为低马赫数下的过渡式空腔射流降噪研究提供了参考。

转炉炼钢氧气压力的选择

转炉的工作氧压由喷头马赫数决定，使氧射流对熔池的穿透深度（L）与熔池深度（L0）有一个合适的比例（L/L0）。据实际调查，国内有1/3转炉钢厂的工作氧压不合理。根据理论分析和生产实践经验，转炉的工作氧压应比氧气喷头马赫数所对应的滞止压力高5%～15%，可以减少射流在超音速范围内的激波损失，使氧射流对熔池有较大的冲击深度，也可防止因喷孔出口处的负压而使喷孔快速熔损。在氧气喷头设计和制定供氧制度中还需了解氧气管道压力损失Δp，用实测法所得到的Δp值较为可靠。

激波在转炉炼钢中的应用

激波是超音速气流中液体属性的不连续面,气流通过激波时速度下降,温度和压强升高。氧气转炉炼钢的氧气是通过拉瓦尔管以超音速射流状态吹入转炉。在氧枪喷头设计和制定供氧制度时要减小激波损失。在转炉的某些特殊吹炼工艺中要把激波控制在适当范围内,以取得良好的冶金效果。

柯恩达效应对涡轮叶栅气动性能及流场的影响

以某实际燃气轮机涡轮进口导向器叶栅为研究对象,在出口为高亚声速及超声速条件下,对具有不同柯恩达表面的环量控制叶栅进行二维数值模拟,通过对比分析叶栅的气动性能和流场细节,探讨了柯恩达效应在涡轮叶栅中的作用机理.结果表明:当叶栅出口马赫数为0.60时,射流对主流有很好的携带作用,损失小于原型叶栅;叶栅出口马赫数增加到0.85时,射流仍有较强的携带主流折转的能力;当叶栅出口为超声速时,在初始阶段小曲率的柯恩达表面上,由于激波的作用,射流向流道中心折转并提前脱离壁面,初始阶段大曲率的柯恩达表面射流附壁较好,但由于叶片吸力面与射流口之间圆角的作用,射流与主流掺混不理想.

双射流结构环量控制涡轮叶栅的性能

对将双射流引入高压涡轮导向器叶栅进行了二维数值研究。在叶栅出口为高亚声速和超声速条件下,对三种具有不同曲率尾缘的环量控制叶栅,采用在吸力面和压力面各加一股射流的双射流方式对叶栅的气动性能进行探讨。结果表明:叶栅出口气流马赫数为0.6和1.1时,采用双射流方案取得了好于单射流的出口气流角和膨胀比,但由于多加了一股射流,能量损失有所增加;马赫数为0.85时,单射流结构的环量控制涡轮叶栅气动性能已经比较好,再加入一股射流对叶栅的气动性能没有明显改善;双射流条件下,压力面射流后方存在低压区,使得在叶栅尾缘曲率较大时,吸力面射流也保持了较好的附壁效果。

端壁射流控制扩压叶栅内流动的参数研究

以50°折转角扩压叶栅为对象,数值研究了端壁射流参数对栅内分离流动的影响规律。结果表明:端壁射流可以有效减弱扩压叶栅内的流动分离,马赫数为0.23时最高可降低9.5%的总压损失;射流诱导旋涡可以阻止通道涡的横向迁移,并将主流高能流体卷入角区,角区流体动量增加;流向涡的位置与强度对控制效果有较大影响,其合理位置是叶栅前方、靠近吸力面,并且强度应适中以避免过大的掺混损失;在入口高马赫数条件下也取得了良好的效果。

无源微脉冲射流抑制叶栅气流分离的初步实验

基于一种适用于高负荷压气机的无源微脉冲射流控制技术，在平面叶栅实验平台上开展了低马赫数实验研究，得到了无流动控制时叶栅通道内稳态及动态压力特性．对该分离流场（通道内分离涡主频为478Hz，对应的斯特劳哈尔数Sr约为0．2）进行了无源微脉冲射流控制通道内气流分离的实验研究，并针对148Hz到840Hz频率范围内的无源微脉冲射流控制分离流的效果进行了实验测量分析．实验结果表明：在分离涡主频0．85～1．20频率范围内，控制效果最为明显；相比于开缝吹气等定常射流控制方式，无源微脉冲射流控制方式引气流量小，大幅降低了引气对压力面流动特征及叶栅总体性能的影响．

低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程

作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明:上游凹腔内大涡结构有助于提高燃料的驻留时间,未燃混气被高速主流带入下游凹腔内继续反应,进一步提高燃烧效率;燃油喷射速度决定被卷吸进回流区的燃油质量分数的大小,进而影响燃烧效率高低;燃烧室点火起动初期出现了主流熄火、火焰逆流传播以及主流再着火等复杂现象,火焰逆流传播现象是在上游凹腔内燃料自燃与下游燃烧释热压缩来流两种机制共同作用下完成的。