小攻角下的水中引信前置涡轮转动特性和空化研究

为了获得小攻角下水中引信前置涡轮的转动特性,理论分析了小攻角下涡轮的转动情况,并建立了仿真模型和试验方案。以此为基础,针对0°攻角和5°攻角,获取了0~35 m/s来流速度下的涡轮转速。在10 m/s来流速度下,针对无空化以及空化数为0.2~1.0的情况,利用仿真和试验结果对比分析了0°攻角和5°攻角下相应的涡轮转动和空化特性。研究结果表明,仿真结果与试验结果基本一致,较好地预测了涡轮的特性。与0°攻角情况下相比,在较低来流速度（小于20 m/s） 下,5°攻角情况下的涡轮转速偏大,高速下反之;在发生空化时,5°攻角情况下的涡轮失去了原有转速信号的周期性变化,并在更低的空化数下停转。     

超音速大攻角子弹药气动特性数值研究

子弹药从母弹中抛出时受诸多因素影响会发生翻转,其外弹道设计和计算需要研究其在大攻角情况下的气动特性。采用激波捕捉型和激波装配型两种网格,基于有限体积法求解积分形式的Navier-Stokes方程,使用可实现kε湍流模型封闭方程,对子弹药进行稳态数值模拟。得到其零升阻力系数随马赫数的分布规律,及马赫数为1.5时全攻角范围内的气动系数分布规律,使用数值纹影法显示流场特性随攻角的变化情况,结果采用Missile Datcom验证。     

参数化的涡轮叶片特征零件建模

针对涡轮设计和优化的问题,提出了将涡轮叶片常见的几种叶型、榫头和橼板形式进行组合配对,建立参数化涡轮叶片零件和零件库。给出了基于特征建模技术的叶片参数化零件建模方法。该零件库在实际使用过程中,可以根据所需叶型类型、橼板和榫头结构形式选择相应的叶片零件,通过更改零件的尺寸参数,完成涡轮叶片的设计。该涡轮叶片设计方法可以极大提高设计人员的工作效率。     

多段翼型风洞侧壁边界层的数值模拟

文中采用CFD数值方法,对相对厚度为17%的GAW-1多段翼型进行了侧壁边界层的数值模拟,并与西工大NF-3低速风洞的实验结果进行了比较。结果表明:对于NF-3翼型测压实验而言,当攻角小于4°时,风洞侧壁边界层对翼型展向的影响可忽略;当攻角大于4°时,风洞侧壁边界层对翼型中间剖面的流场影响必须加以控制和修正;并验证了NF-3风洞侧壁边界层吹除控制系统可以有效控制侧壁边界层的干扰,改善和提高翼型的气动特性。     

部分进气燃气涡轮机叶轮流场数值模拟

基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对部分进气燃气涡轮机叶轮内部流场进行全3D粘性定常数值模拟,研究了涡轮机叶轮内部流场精细结构。研究结果表明,本文所使用的数值模拟方法能够较好地捕捉部分进气燃气涡轮机叶轮内部存在的各种复杂流动结构;叶轮进口燃气超音速,导致叶轮入口产生激波,激波与边界层干涉,造成边界层分离,引起流动损失增大,从而影响叶片的载荷分布和涡轮效率;叶轮通道内部流动呈强3D特性,存在各种旋涡结构;部分进气设计和叶轮高速旋转,使叶轮受到强烈的交变力冲击,对叶片应力分布产生不利影响。该方法为部分进气燃气涡轮机设计及工程应用提供参考。     

细长体大攻角非对称涡流的数值研究

运用数值方法模拟了细长体在不同攻角条件下亚音速绕流的背涡结构,探讨了非对称涡流的气动力特性.研究结果表明,在超临界Re数范围内,细长体大攻角绕流的非对称性是沿轴向逐步发展的,背涡结构交替形成、飘起和脱落,并诱导出呈减幅正弦形式分布的截面侧向力.由细长体两侧分离速度不等引起的当地分离涡强度不等是产生截面侧向力的主要因素.随着攻角的增大,流场非对称性越来越显著,侧向力逐渐增大;流场非对称性以及细长体尾部附近类卡门涡街形式的非定常流动都逐渐向前体聚拢.     

弹头外形对非零攻角亚音速旋转弹丸气动特性的影响

为寻求阻力特性受攻角影响较小的弹丸外形,提高射击精度,针对35 mm 口径亚音速旋转稳定弹丸,利用FLUENT 软件仿真研究半球形、抛物线形、截锥形三类弹头外形对非零攻角亚音速旋转弹丸气动特性的影响,并借助Matlab 软件模拟亚音速范围内弹丸阻力系数 Cx 随攻角 x 的变化规律,计算得到弹丸攻角系数 K 值在16～20;结果表明：半球形弹头外形对非零攻角亚音速旋转弹丸气动特性的影响较小,而抛物线形弹头外形对亚音速旋转弹丸阻力系数的影响较小;用于描述弹丸阻力系数 Cx 随攻角变化规律的函数 Cx ＝cx2＋dx ＋e 相对函数 Cx ＝ax2＋b 更为精确,相对误差前者小于1％,后者小于4．5％。     

旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性

为研究旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的气动特性,采用风洞实验方法,对该弹气动特性随马赫数、攻角以及舵偏角的变化规律进行了研究。结果显示：在实验研究马赫数、攻角和舵偏角范围内,舵偏角增大对模型有一定增阻作用;模型升力系数随舵偏角增大而增大、随攻角呈线性变化关系;在相同马赫数和攻角下,俯仰力矩系数和滚转力矩系数随舵偏角的增大而增大。该研究结果为旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的弹道设计和研究提供了参考依据。     

火箭亚跨超声速气动特性数值研究

为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件下,阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心随攻角表现出不同的特性,且与马赫数也有很大关系;不同马赫数下,升阻比最大值基本在22°～26°攻角范围内取得。     

制导炮弹大攻角范围气动特性的计算分析

分析计算了制导炮弹大攻角范围的气动特性和大攻角范围的流场特性,介绍了运用横流比拟法计算弹体、弹翼非线性气动特性的过程,并提出一种用等效攻角法考虑翼、体间的相互干扰,计算制导炮弹的大攻角气动特性的工程计算方法。以一带4片尾翼的制导炮弹为例进行计算、分析,总结了大攻角非线性气动特性,指出制导炮弹在设计中应注意的大攻角范围非对称侧力和静不稳定性的问题。     

液力变矩器流体-固体耦合压力脉动分析

在冲焊型高功率密度液力变矩器的设计过程中,需要考虑在油液非定常流动下叶片所受压力载荷脉动,以及在载荷脉动激励下结构的振动响应。采用基于动网格的流体-固体耦合方法,沿叶片入口至出口方向设定监测点,分析对应位置压力载荷脉动与叶轮振动时域特性,对载荷脉动进行频率转换并对叶轮模态进行频域分析。分析表明:涡轮叶片所受压力载荷脉动幅值最大处位于叶片入口与外环连接处;压力载荷脉动与叶片振动的幅值沿叶片入口到出口逐渐减弱,且随着速比升高载荷脉动幅值与叶片振动响应明显减弱;涡轮脉动峰值频率在叶轮第2阶与第3阶模态之间,随速比升高,压力载荷脉动频域幅值明显减弱。     

动叶围带对鱼雷涡轮机通流性能影响研究

针对鱼雷涡轮机叶片短小,顶部间隙泄漏损失严重的问题,基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对有无围带下鱼雷涡轮机通流不同工况下流场及性能进行了数值计算,研究了有无围带时涡轮机功率、效率、燃气流量以及各种流动损失的变化规律,分析了叶轮围带对涡轮机通流流场及性能的影响。研究表明,在鱼雷涡轮机叶轮顶部上安装围带有助于消除叶轮流道主流中叶片径向的泄漏流动,减小叶轮内部流动损失,提高涡轮机通流效率和功率,改善鱼雷涡轮机通流部分的工作性能。     

坦克装甲车辆高效冷却风扇CAD

以叶轮机械三元流动理论、风机设计理论和计算机技术为基础，通过对叶轮几何参数的优化设计，子午面速度分布和叶片表面速度规律的控制，流场及边界层特性分析和叶轮各部分损失的预测，可以设计出高效高压离心式冷却风扇叶轮。设计实践表明，这种CAD方法是离心叶轮优化设计强有力的工具。     

基于计算流体动力学方法的鱼雷涡轮机功率计算

以往涡轮机功率计算都采用1D解析法及经验公式，无法考虑通流部分中各种损失，而且不便于对涡轮机作进一步性能参数优化。本文基于计算流体动力学（CFD）方法，对鱼雷燃气涡轮机通流部分的3D流场进行数值模拟计算，并对模拟计算结果进行分析及后处理，得到涡轮机叶轮叶片力矩值，推算出涡轮轴输出功率，为分析涡轮机内部各种损失，优化涡轮机性能参数提供了重要依据。     

涡轮叶片材料非线性应力数值分析

针对涡轮转子叶片建立了离心拉伸的数值分析模型.基于ANSYS软件的静力分析功能,利用有限元分析方法研究了涡轮转子叶片高速旋转时离心力所引起的拉伸变形,模拟了转子叶片高速旋转时应力场的分布情况.同时对涡轮叶片力学模拟中的应力值偏大问题从材料非线性角度进行了分析和探讨,在此基础上结合整个涡轮叶片的实际工作状况对其模拟结果进行了定性分析,验证了其分析方法的可行性,为实际涡轮叶片设计优化提供了理论依据.     

高负荷过渡段的气动优化研究

对于具有内外双涵道某型涡扇发动机,其过渡段通道的损失主要来源于沿程损失和附面层分离损失,而影响附面层分离的主要是过渡段通道的扩张规律,落差越大,过渡段的负荷则越高。针对该问题,采用均匀设计的方法设计试验方案,通过CFD数值计算模拟方法对涡扇发动机风扇与压气机之间的过渡段流道进行了气动性能计算。该方法与结果为此类过渡段流道的设计优化提供了参考,并为以后的进一步改进和优化打下了坚实的基础。     

水下爆炸冲击波载荷沿燃气轮机结构传递特征

为研究水下爆炸条件下冲击波载荷对燃气轮机结构的损伤特征,开展水下爆炸冲击波载荷沿燃气轮机主结构的传递规律研究,通过等效力学模型对燃气轮机进行载荷传递预报。针对燃气轮机传递路径上测得的有限元仿真加速度信号,使用经验模态分解法和与之对应的希尔伯特-黄变换对信号进行时频域分析和能量分布分析。分析结果表明：针对水下爆炸冲击波载荷,基于希尔伯特-黄变换及经验模态分解法可以得到冲击波载荷所包含的频率信息以及载荷强度等信息;沿燃气轮机传播路径的冲击波能量,随载荷传递距离的增加,高频能量占比有所降低,与燃气轮机的应力响应相对应;燃气轮机力学模型能够预测燃气轮机的载荷传递情况,该结果对燃气轮机抗冲击防护具有借鉴意义。     

基于粒子群算法的可重复使用液体火箭发动机减损优化问题研究

针对可重复使用液体火箭发动机起动过程，研究了系统控制输入序列的变化对以涡轮叶片为代表的关键部件累积损伤的影响。在系统性能变化不大前提下，为使瞬间动态过程中涡轮叶片损伤累积较小。从而提高可重复使用发动机工作寿命和使用次数，将系统性能函数和涡轮叶片累积损伤量设为目标函数，应用粒子群算法对系统控制输入序列进行优化设计。仿真结果表明：1）在系统性能函数值相同情况下，控制输入序列引起的涡轮叶片累积损伤大不相同；2）选择优化后的控制输入序列能够实现发动机高性能条件下，降低涡轮叶片累积损伤的目的。     

液力变矩器叶轮能容定向优化反设计方法

为提升液力变矩器性能的同时优化内部流场载荷分布,在对变矩器叶片设计过程中通过对泵轮动力载荷的合理设计,采用反设计方法并基于流场特性对变矩器能容性能进行定向设计,通过优化叶片形状增大液力元件的能容,同时改善流场平顺性。设计结果表明,反设计方法使泵轮能容提升了5.2%,同时内流场施加到叶表的载荷幅值下降了4.9%,反设计方法实现了泵轮能容的定向优化设计。