摘要：为了研究离心泵内部的空蚀流动,结合Fluent软件中的空蚀模型和混合流体两相流模型,对离心泵流道内的三维湍流空蚀流场进行非定常数值模拟.根据模拟计算结果的液相和空泡相流动特征,预测离心泵在设计工况下运行时流道内空蚀发生的位置和程度;通过分析空蚀发生过程中叶片上的压力分布,揭示出离心泵流道内空蚀流场的内在特性,并可对泵的性能进行预估.

摘要：针对高超声速飞行器在动态机动过程中的减阻问题,基于非定常流动/运动耦合计算方法及动态混合网格生成技术,对自适应减阻盘在高超声速飞行器机动过程中的动态减阻效果开展研究,并分析飞行器阻力特性随不同参数的变化规律,为高超声速飞行器设计及优化提供一定的参考。同时,通过与固定式减阻盘对比,探讨2种方法在减阻机理上的差异。研究发现,在高超声速飞行器机动过程中,自适应减阻盘始终对准来流,有助于维持钝体前方回流区结构,有攻角状态下依然具有流场重构作用。相对于固定式减阻盘,在强迫俯仰振荡过程中,采用自适应方法后,80%以上的时间中减阻效果提升明显;且随着俯仰角增大,自适应方法的优势愈发显著。

摘要：采用RNGk-ε湍流模型和滑移网格技术,对无导叶、直导叶、弯导叶潜水式3种不同方案下的贯流泵进行非定常数值模拟,得到了不同工况下监测点的压力脉动情况。研究表明:3种方案下潜水式贯流泵的有效扬程相差不大,弯导叶式贯流泵的效率较高,且具有较好的出口速度流线分布规律;3种不同方案均在叶片进口处压力脉动幅值最大,导叶整流作用减小了由叶轮旋转产生的压力脉动,且导叶形状不同相应的压力脉动也不同,弯导叶的整流效果较好。

摘要：空化的发生会影响离心泵的稳定运行,为了抑制空化的发生,以一台低比转速离心泵为研究对象进行了非定常数值模拟。通过在离心泵叶片吸力面前缘处布置凹槽、横向障碍物及不连续障碍物三种不同结构,分析这三种结构对离心泵空化初生性能的影响。结果表明:布置三种结构后对离心泵扬程和效率影响较小,在设计工况点,布置凹槽后扬程下降1.7%,效率增大2.4%,布置横向障碍物和不连续障碍物后扬程分别增大2.2%、1.6%,效率分别下降2.6%、2.3%;在空化初生阶段,布置三种结构后均能诱发叶轮进口处相对高压区的形成,很大程度地减少叶轮内空泡体积,很好地抑制空泡的产生,其中布置横向障碍物对叶轮空化抑制效果最好。

摘要：为研究运动舱门对内埋弹舱(空腔)非定常流场和舱内噪声特性的影响,开发了应用于运动问题的动态嵌套重叠网格组装方法,采用改进的脱体涡模拟方法对亚声速流场(Ma=0.6)进行了高精度数值模拟。首先采用空腔标准模型(M219)验证所用的高精度数值格式的有效性,然后应用发展的方法对干净空腔(C201)、带静态舱门(30°、60°、90°和120°)的空腔以及运动舱门的空腔进行模拟,并分析静、动态舱门对空腔湍流流场和腔内气动噪声的影响。针对运动舱门的非稳态非定常流动问题,采用经验模态分解方法分析空腔中的湍流脉动特征和声压级。通过分析研究结果发现,与干净空腔相比,舱门小开度(30°)时,舱门会限制法向和展向的流动,从而降低腔内流场与外部流场的流动掺混和交换,腔内壁面总声压级比干净空腔低5~8 dB,但是两者变化趋势一致,且二阶Rossiter模态频率偏高;在打开角度较大(60°以后)时,舱门对腔内流动的影响主要表现在展向,此时空腔上方的剪切层涡结构运动的高度更高,舱门阻碍噪声的展向传播,使得腔内的总声压级升高(3~10 dB不等),二阶Rossiter模态的强度增大。然而舱门开启过程中,腔内总声压级介于小开度与大开度之间,与干净空腔水平相当;在舱门打开角度为90°时,腔内总声压级呈现与准定常模拟结果类似的分布,该研究对真实弹舱的流动分析与设计有指导价值。

摘要：采用耦合求解轴对称非定常NS方程与一维分离动力学方程的方法,对多级火箭低空级间热分离初期过程进行数值仿真。依据仿真结果描述低空级间热分离初期流场的两种典型结构:内部为喷管扩张段流动分离以及外部为级间缝隙横向喷流与超声速外流的干扰流场;给出两种典型流场结构中位于上面级弹体表面(喷管内)的流动分离点位置以及壁面压力分布随仿真时间的变化;初步估算流动分离线偏斜时内外流动分离区域对上面级弹体的干扰力矩。通过分析数值模拟与力矩估算结果,发现在低空级间热分离内外流场中流动分离激波后方形成的高压区域是上面级所受干扰力矩的重要来源。研究结论可为级间热分离过程干扰机理研究提供理论方向,为级间热分离时序设计提供参考。

摘要：反潜导弹弹箭分离时,分离舱张开投放战斗载荷。采用重叠网格方法对分离舱动态张开过程进行非定常数值模拟,并通过火箭橇地面试验验证了数值方法的正确性。基于典型工况非定常数值模拟结果,考虑分离侧滑角、分离舱张开角和张开角速度等因素,通过多维插值获取分离舱实时气动力求解不同分离条件下分离舱张开特性,插值求解结果与直接非定常数值模拟结果吻合良好。这表明,基于非定常数值模拟结果的插值求解方法可以对分离舱张开特性进行快速预报,适用于弹箭分离方案初步设计和评估。

摘要：螺旋桨滑流对飞机各气动部件的干扰是涡桨飞机气动设计中面临的难点之一。以某双发涡桨支线客机为对象,采用数值模拟手段分析了滑流对机翼、平尾、垂尾的影响及其流动机理。计算采用基于动态面搭接网格技术的非定常方法,气动力与表面压力分布的计算结果均与实验值吻合良好。研究结果表明:在滑流影响下,全机升力和阻力有所增加,升阻比和纵向静稳定度有所降低,并在无侧滑状态下产生了滚转力矩和偏航力矩;在不同展向位置,滑流对机翼表面流动分离的影响存在显著的差异。在螺旋桨下行运动一侧,滑流的旋转减小了当地迎角,同时桨后气流速度较高,翼面流动分离被有效抑制。在螺旋桨上行运动一侧,滑流的旋转增大了当地迎角,而且桨后气流速度较低,因而翼面流动分离并未得到明显改善;在中小迎角下,滑流对背景飞机平尾当地的动压没有产生影响,但增加了下洗角变化率,进而导致平尾效率降低;垂尾的侧力与偏航力矩是由滑流的侧洗引起的,而滑流的侧洗又与左右两侧机翼升力分布的不对称性有关。

摘要：针对冲压发动机转级过程中可能出现的混压式进气道不起动现象,提出了一种新的瞬间射流调节方式,并开展了非定常数值模拟。结果表明,利用储气腔内高压气体的瞬间喷射,可以实现进气道不起动流场的再起动,且气体质量最少需要0.011 kg,射流作用时间最多持续27 ms,具有较高的工程应用价值。深入研究发现,射流引起的进气道溢流是实现再起动的主要机理,射流流量大小及变化速率是决定进气道能否再起动的关键因素。射流流量变化速率越小,初始流量越大,进气道越容易再起动。最后利用微元法得到了射流流量随时间变化的函数关系式,并和数值模拟值进行了对比,分析了射流总温、储气腔容积和出口面积等设计参数对射流流量及进气道再起动特性的影响。

摘要：为验证混流式喷水泵叶轮的加工精度和质量,将加工后的混流泵叶轮进行台架试验,并基于SST模型采用全结构化网格对台架试验进行非定常数值模拟。数值计算结果表明:在设计流量下数值计算得到的混流泵扬程和功率与试验数据的误差为1.3%和2.3%,在计算流量范围内,混流泵扬程和功率的最大误差小于4%,说明了该混流泵的加工精度满足工程要求。为进一步验证混流泵的设计水平,对其装船后性能进行了数值计算和实船试航,试航结果表明,该混流泵的推进航速超过设计航速9.4%,并且数值预报航速与试航结果误差为1.5%,这既验证了设计方法的有效性,也验证了所采用的数值模型的准确性。