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采用火焰面/反应进度变量方法模拟湍流燃烧

航空动力学报 2016年第11期31卷 2604-2612页

作者：熊模友乐嘉陵黄渊宋文艳杨顺华郑忠华西北工业大学动力与能源学院西安710072 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室四川绵阳621000

在自主开发的软件平台上添加了火焰面/反应进度变量方法,选取了两种反应进度变量分别对甲烷/空气的同轴射流燃烧室进行了数值模拟.将计算结果与稳态火焰面模型、文献参考值以及实验值进行了对比研究,结果表明:采用火焰面/反应进度变量... 详细信息

在自主开发的软件平台上添加了火焰面/反应进度变量方法,选取了两种反应进度变量分别对甲烷/空气的同轴射流燃烧室进行了数值模拟.将计算结果与稳态火焰面模型、文献参考值以及实验值进行了对比研究,结果表明:采用火焰面/反应进度变量方法能捕捉到稳态火焰面模型所不能预测到的火焰抬举等非稳态现象,得到的结果与文献参考值以及实验值出入很小,能准确反应真实的燃烧过程;另外不同反应进度变量的定义对计算结果有较大的影响,采用火焰面/反应进度变量方法对主要中间产物一氧化碳的预测比文献参考值更好,更接近于实验值.

关键词：火焰面模型反应进度变量湍流燃烧火焰抬举局部熄火

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乘波体荷兰滚模态特性研究

空气动力学学报 2017年第3期35卷 444-453页

作者：刘文张陈安王发民西北工业大学翼型叶栅国防科技重点实验室陕西西安710072 中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190

乘波体非轴对称、扁平、大长细比的几何外形特点决定了其存在严重的横航向耦合动稳定性问题。目前对乘波体横航向稳定性的研究还相对较少,且一般只针对单一外形,对飞行器设计未能获得有指导意义的定性、定量结论。以幂次乘波体为研究对... 详细信息

乘波体非轴对称、扁平、大长细比的几何外形特点决定了其存在严重的横航向耦合动稳定性问题。目前对乘波体横航向稳定性的研究还相对较少,且一般只针对单一外形,对飞行器设计未能获得有指导意义的定性、定量结论。以幂次乘波体为研究对象,首先引入设计参数kw和φ描述其外形特点,然后结合CFD数值模拟和Kriging代理模型,获得了整个设计参数空间内乘波体的静/动导数,进而通过求解飞行动力学耦合方程特征根获得乘波体的横航向耦合动稳定荷兰滚模态特性。定义了荷兰滚动稳定性导数的概念,推导了荷兰滚阻尼近似表达式,解释了不同攻角下荷兰滚模态发散/收敛的成因,获得了荷兰滚阻尼随设计参数和攻角的分布规律。推导了荷兰滚频率近似表达式,获得了荷兰滚频率随设计参数和攻角的分布规律。

关键词：乘波体高超声速流动动稳定荷兰滚

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随积冰历程的机翼蒙皮载荷实验研究

实验流体力学 2021年第3期35卷 9-15页

作者：李钊杨广珺蒋锋西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学无人机特种技术国防科技重点实验室西安710068 中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室四川绵阳621000

积冰改变了翼型的气动外形和绕流流场,使得机翼气动载荷分布产生动态变化。蒙皮作为气动载荷的承受及传递对象,会在气动载荷的动态作用下产生不同的振动响应。以某大弯度翼型为研究对象,提取了典型积冰增长过程中尾缘上下蒙皮振动特征,... 详细信息

积冰改变了翼型的气动外形和绕流流场,使得机翼气动载荷分布产生动态变化。蒙皮作为气动载荷的承受及传递对象,会在气动载荷的动态作用下产生不同的振动响应。以某大弯度翼型为研究对象,提取了典型积冰增长过程中尾缘上下蒙皮振动特征,采用载荷谱方法研究积冰全历程的蒙皮振动及流场变化特性,并分析了不同材质的蒙皮在结冰不同阶段的响应及结构稳定性。结果表明:不同材质蒙皮对冰致脱体涡及后缘分离涡具有不同的载荷感知特性;刚性蒙皮载荷谱及其能量相对集中,柔性蒙皮载荷相对分散;随着积冰增多、冰角增长,脱体涡主频逐渐前移,冰角表面小冰枝引起宽幅高频振动;前缘脱体涡与尾迹掺混造成翼型后缘绕流载荷能量增加。

关键词：积冰冰致气流振荡气动载荷蒙皮响应能谱分布

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飞机机体噪声降噪方法研究进展

噪声与振动控制 2008年第2期28卷 69-72页

作者：张浩驰宋文萍西北工业大学航空学院翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

飞机机体噪声是飞机设计和环境保护面临的重大问题之一,因其问题复杂,涉及的学科多,一直吸引众多研究者的注意。对常规飞机机体噪声的研究进行概述,首先分析飞机机体噪声的本质和来源,其次阐述机体噪声的降噪方法,最后展望飞机机体噪声... 详细信息

飞机机体噪声是飞机设计和环境保护面临的重大问题之一,因其问题复杂,涉及的学科多,一直吸引众多研究者的注意。对常规飞机机体噪声的研究进行概述,首先分析飞机机体噪声的本质和来源,其次阐述机体噪声的降噪方法,最后展望飞机机体噪声未来研究。

关键词：振动与波声学机体噪声降噪方法综述

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波纹度偏差对高负荷压气机叶型的影响

西安交通大学学报 2023年第3期57卷 117-128页

作者：高丽敏杨光王浩浩黄萍西北工业大学动力能源学院 710072 西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室西安710072 中国航发四川燃气涡轮研究院四川绵阳621000

基于对压气机叶片局部加工质量的分析,针对描述波纹度的关键参数,提出了描述波纹度加工偏差的正弦函数数学模型。该模型针对叶片加工型面存在的“微小波纹”现象,用幅值、频率和初始相位高效直观地体现了波纹度的波纹高度、波纹宽度和... 详细信息

基于对压气机叶片局部加工质量的分析,针对描述波纹度的关键参数,提出了描述波纹度加工偏差的正弦函数数学模型。该模型针对叶片加工型面存在的“微小波纹”现象,用幅值、频率和初始相位高效直观地体现了波纹度的波纹高度、波纹宽度和波纹初始相位参数。以某发动机高负荷叶型为对象,采用数值模拟手段研究了波纹度偏差关键几何参数对压气机高亚声速叶型气动性能的影响规律及机理。结果显示:在波纹宽度与起始相位相同的前提下,攻角范围会随着波纹高度的增加而减小,叶背局部波纹高度增加会导致流动损失增加;加工质量差的波纹高度大且波纹宽度小的叶型性能退化最严重,Ma=0.8时损失系数相较于设计叶型至少升高24.2%。根据文中结果对现有加工工艺提出两点建议:其一,叶背波纹高度较小和波纹宽度较大,若能保证其中之一,能使得叶型性能下降程度不显著;其二,可根据叶型的低损失攻角范围选择性接受叶背起始加工偏差状态。

关键词：波纹度加工偏差高负荷叶型气动性能

真实运行状态下叶顶间隙尺寸波动对跨声速转子气动性能的影响研究

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推进技术 2020年第9期41卷 1958-1966页

作者：马驰高丽敏李瑞宇李杰西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072 西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室陕西西安710072 中国航发四川燃气涡轮研究院四川绵阳621000

为分析跨声速转子实时波动的叶顶间隙尺寸对气动性能的影响,对跨声速压气机转子真实运行状态下一个稳定工况实时波动的叶顶间隙数据进行统计分析,获得了叶顶间隙尺寸的总体水平、波动幅值和概率分布形式。以跨声速压气机转子NASA Rotor... 详细信息

为分析跨声速转子实时波动的叶顶间隙尺寸对气动性能的影响,对跨声速压气机转子真实运行状态下一个稳定工况实时波动的叶顶间隙数据进行统计分析,获得了叶顶间隙尺寸的总体水平、波动幅值和概率分布形式。以跨声速压气机转子NASA Rotor 37为研究对象,采用非嵌入式混沌多项式不确定性量化方法,对100%转速下近失速和峰值效率两个工况施加相同叶顶间隙波动对跨声速转子气动性能的影响进行了不确定性量化分析。结果表明,真实运行状态下叶顶间隙波动对气动性能的总体水平无影响,但会缩小喘振裕度3.75%;近失速工况对叶顶间隙波动更为敏感,各参数的相对波动幅值均较峰值效率工况有所增大,等熵效率受叶顶间隙波动的影响比质量流量和总压比大;近失速工况下叶顶间隙波动在叶高方向上的影响范围和强度均大于峰值效率工况,98%叶高位置处静压系数和总压损失系数最大相对波动幅值分别可达14.84%和5%。峰值效率工况下流场中的不确定性主要由叶顶泄漏流及其与激波相互作用引起;而近失速工况下流场当中的不确定性则是由激波和吸力面分离流动起主要作用。

关键词：不确定性量化跨声速压气机转子叶顶间隙气动性能非嵌入式混沌多项式

圆形截面离心压缩机蜗壳内部三维流动的测量与分析

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热能动力工程 2009年第3期24卷 277-280页

作者：高丽敏王欢王尚锦刘波西北工业大学动力与能源学院翼型、叶栅空气动力学重点实验室陕西西安710072 西安交通大学能源与动力工程学院陕西西安710049

利用五孔探针对大尺度低速离心压缩机的圆形截面蜗壳内部三维流动进行了详细的测量,给出了蜗壳螺旋通道部分径向测量截面的通流速度分布以及通流速度、总压、静压沿径向与圆周方向的分布图,并与一维计算的流量进行了比较。结果表明,各... 详细信息

利用五孔探针对大尺度低速离心压缩机的圆形截面蜗壳内部三维流动进行了详细的测量,给出了蜗壳螺旋通道部分径向测量截面的通流速度分布以及通流速度、总压、静压沿径向与圆周方向的分布图,并与一维计算的流量进行了比较。结果表明,各截面测量得到的流量与一维计算的趋势相同,且随着角度的增大,计算与实验之间的差别逐渐减小;另外,本试验蜗壳内的流动是复杂的三维流动,蜗壳各径向截面的通流速度沿径向的分布与动量矩守恒规律有比较明显的差别,总压沿圆周方向变化不明显。

关键词：离心压缩机蜗壳圆形截面流动测量

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限流方法解耦燃烧与喷射过程的合理性研究

推进技术 2017年第3期38卷 611-619页

作者：王宇航宋文艳白菡尘陈亮西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室四川绵阳621000

为了研究双模态超燃冲压发动机燃烧室在燃烧诱导的高背压环境下燃料的输运和分布情况,采用了限流方法模拟燃烧诱导的高背压环境。针对燃烧室中凹槽上游氢气燃料喷射工况的研究发现,限流试验的压力分布与燃烧试验压力分布在燃烧室前半段... 详细信息

为了研究双模态超燃冲压发动机燃烧室在燃烧诱导的高背压环境下燃料的输运和分布情况,采用了限流方法模拟燃烧诱导的高背压环境。针对燃烧室中凹槽上游氢气燃料喷射工况的研究发现,限流试验的压力分布与燃烧试验压力分布在燃烧室前半段比较接近,证明二者的流场在燃料喷射段有一定的相似程度;数值模拟结果表明,相较于低背压状态下62%的混合效率,高背压状态下混合效率提高到了87%,并且燃烧状态下拍摄的火焰区域与限流状态下数值模拟的燃料的可燃质量分数范围相符,证明了限流方法解耦燃烧与喷射过程的合理性。

关键词：超燃冲压发动机限流燃烧工况模拟燃料射流发展实验与数值分析

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逆向喷流技术在高超声速飞行器上的应用

空气动力学学报 2017年第4期35卷 485-495页

作者：邓帆谢峰黄伟张栋焦子涵尘军柳森中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076 谢菲尔德大学机械工程学院中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所四川绵阳621000 国防科技大学高超声速冲压发动机技术重点实验室湖南长沙410073 西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室陕西西安710072

高阻力和强烈的气动加热是高超声速飞行器气动设计研究中遇到的两个主要问题。作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在减阻防热方面的良好效果日益成为研究热点。本文围绕逆向喷流技术在不同外形飞行器上的应用,梳理了其技术发展情况... 详细信息

高阻力和强烈的气动加热是高超声速飞行器气动设计研究中遇到的两个主要问题。作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在减阻防热方面的良好效果日益成为研究热点。本文围绕逆向喷流技术在不同外形飞行器上的应用,梳理了其技术发展情况,包括逆向喷流的压比、质量流率以及冷却剂等关键参数的研究,逆向喷流可有效应用于高速再入体的防热,钝头体和升力体的减阻。对其自身表现出的典型物理现象,如流动模态转换、自激振荡的机理进行了详细分析,同时介绍了作者所在研究团队在逆向喷流技术应用于高超声速飞行器上所取得的研究成果,包括飞行器升阻比的提升效果以及滑翔状态下逆向喷流的周期性振荡特性,为此技术在未来的进一步工程化应用提供一定参考及借鉴。

关键词：逆向喷流高速飞行器压比质量流率流动模态转换减阻防热