研究偏心率及不同供气压强条件下,气体静压径向轴承节流孔附近的气膜流场特性及承载力变化情况,并通过优化节流孔张角,提高轴承承载力。建立气体静压径向轴承三维模型,划分网格并确立模型的边界条件,采用Fluent软件对轴承内部气膜流场进行仿真计算。计算结果表明,气体静压径向轴承偏心率的增加,会导致区域气膜的压力差增大,从而提高轴承的承载力。轴承承载力同样会随着供气压强的增大而增大,但增幅会随着供气压强的增大而逐渐变小。但当供气压强增加到临界值时,由于节流孔附近激波的出现,将导致承载力随着供气压强的进一步增大而降低。通过改变轴承节流孔张角,可消除轴承气膜内的涡流现象,并改善气膜流场特性,降低能量损失,提高轴承承载力。经过分析对比,发现最优节流孔张角介于50°到60°之间。

为了进一步提高旋转冲压压缩转子增压比,对不同S1流面造型进行数值研究,通过调整隔板型面中弧线分别形成了4种扩张型的流道造型。结果表明,4种造型方案流道内部激波系强度增大,均能有效提升转子增压比,但转子绝热效率有所降低。其中,中弧线为直线和二次曲线的组合造型方案在绝热效率降低不多的同时拥有最大的增压比。改型方案通过改变激波串位置和子串数目来提升转子增压能力,然而增强的激波串一定程度上恶化了隔板顶部间隙流场,并增大了泄漏流和激波系相互作用引起的流动损失,近隔板压力面附近的低能流体聚集,造成转子流道内部较高的流动损失。

为了分析跨音速转子叶尖间隙高度对转子叶尖流场的影响,以某轴流压气机跨音级为研究对象,采用全三维数值模拟方法,探讨了设计点和近失速工况下叶尖泄漏涡与激波的相互作用现象及不同的间隙条件下叶尖泄漏涡的演化、发展规律。计算结果表明,与设计点相比,近失速工况下间隙泄漏涡在流场中的位置及其与叶片弦长的夹角基本不变,但其对激波的影响更大。此外,随着叶尖间隙的增大,叶尖泄漏涡的强度、尺寸和影响范围也会逐渐增加,降低叶片的扩压能力。

建立了一套实验装置,对气波机制冷效率的影响因素进行了研究,初步考察了气波机接受管端部加入制冷填料后对效率的影响.实验测量了气波机制冷效率的变化情况,给出了接受管壁温度的分布曲线图,并简要阐述了激波能量与壁温的关系.

等离子体激励气动力学是研究等离子体激励与流动相互作用下,绕流物体受力和流动特性以及管道内部流动规律的科学,属于空气动力学、气体动力学与等离子体动力学交叉前沿领域.等离子体激励是等离子体在电磁场力作用下运动或气体放电产生的压力、温度、物性变化,对气流施加的一种可控扰动.局域、非定常等离子体激励作用下,气流运动状态会发生显著变化,进而实现气动性能的提升.国际上对介质阻挡放电等离子体激励、等离子体合成射流激励及其调控附面层、分离流动、含激波流动等开展了大量研究.等离子体激励调控气流呈现显著的频率耦合效应,等离子体冲击流动控制是提升调控效果的重要途径.发展高效能等离子体激励方法,通过等离子体激励与气流耦合,激发和利用气流不稳定性,揭示耦合机理、提升调控效果,是等离子体激励气动力学未来...

跨声速转子叶尖泄漏涡与通道激波的相互作用对压气机在小流量工况下的稳定性具有重要影响,泄漏涡破碎是导致压气机失速的直接原因。为了削弱通道激波与叶顶泄漏流的相互作用,设计了一种进气口与出气口均在通道激波之前的顶部缝隙结构,数值研究了其进、出气口所在轴向位置对压气机气动性能的影响规律。结果表明,压气机的稳定工作流量范围最大拓宽了74.9%,在综合表现最佳的缝隙进、出口位置下拓宽了69.1%;在原型压气机流量范围内缝隙转子与原型转子气动特性基本一致,最高效率相对下降小于0.4%,总压比相对下降小于0.5%。对顶部缝隙改善压气机工作稳定性的深入分析发现,顶部开缝后压气机叶顶间隙的泄漏强度得到重新分布,中部弦长范围内的泄漏得到有效控制,压气机顶部通道内的激波强度得到削弱,进而引起泄漏涡穿过激波后形成的低动量...

真空管道磁浮交通的出现使得地面超高速轨道交通成为可能。真空管道磁浮研究受限于对大功率推进电机和真空环境的需求,难以取得相关试验数据。针对多态耦合轨道交通动模型试验平台永磁轨道和电机气动布局的前期设计,本文开展了相关数值模拟研究。基于动模型试验平台几何结构、电机平台和永磁轨道在管道内的实际布置形式,采用三维、可压缩的RANS方法和SST k–ω湍流模型,计算了超导磁浮列车在真空管道内超高速运行时的三维流场结构、激波反射和传播规律,对比分析了列车底部矩形槽道对列车气动载荷和管道内流场的影响,重点探究了列车底部压力和速度变化趋势、尾部激波强度和尾涡结构的差异。研究发现轨道和电机平台的台阶使得尾流区产生了更多的流动分离和激波反射,导致尾部压力波动;列车底部流动间隙增大,列车尾部激波强度下降...

用计算流体力学手段,研究了在宽体客机机翼剖面上施加后缘发散修形设计可获得的收益。提出了一种使用幂函数表达扰动量的后缘发散修形设计方法,使用该方法研究了扰动幂次和后缘厚度对超临界翼型气动性能的影响规律,并对比了雷诺数4×106和2×107下后缘厚度对翼型阻力、力矩影响的差异。研究结果表明,后缘厚度是后缘发散翼型的关键参数,相同后缘厚度下雷诺数2×107的减阻效果不及雷诺数4×106。雷诺数2×107下,考虑跨声速减阻、亚声速增阻和低头力矩等因素后,后缘厚度取3‰c左右较为有利。尝试了后缘发散设计的两种应用思路,一是用来换取翼型厚度增加,二是用来调整机翼载荷分布。在翼型设计应用中,发现后缘厚度增加2‰c的修形量可使得最大相对厚度10.2%的超临界翼型在厚度放大到11.5%后仍具有不低于初始的升阻性能。在某宽体客机机翼方案...

为揭示机匣可磨耗涂层磨损造成的叶尖间隙和粗糙度变化对压气机气动性能的影响规律,针对不同刮磨形貌下Rotor 37转子性能进行了数值模拟研究。结果表明,压气机等熵效率和出口流量对刮磨间隙和粗糙度的变化较为敏感,降幅最高可达1.78%和0.83%,而压比变化不大;刮磨间隙深度增加,刮磨最深位置前移时,叶尖泄漏增强,泄漏流与上端壁附面层及主流相互作用演变为泄漏涡,与激波相互干涉,造成较大的叶尖损失;压气机气动性能受磨损区域粗糙度影响较小,虽然等熵效率对粗糙度变化较为敏感,但最大降幅也仅为0.38%。磨损区域粗糙度增加时,近壁区湍流波动加强且气流更易分离,引起叶尖泄漏流和叶片尾迹区域的流动结构变化,使压气机气动特性向低流量方向偏移。

文章基于气动力学中激波的相关原理,通过数值模拟研究了扰流片式推力矢量控制的工作原理、燃气流动偏转以及燃气与扰流片之间的相互作用。以减小扰流片侧向引起的推力损失为目的,基于膨胀波及超声速普朗特-迈耶流动的基本原理,获得了减小扰流片对燃气核心射流影响的基本方法,并通过数值模拟验证了R-73扰流片式推力矢量控制气动设计的合理性,获得了其扰流片、致偏装置的基本设计原则。