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中速柴油机MPC系统用高精度一维非定常流模型计算的流量误差研究

l引言对内燃机进行性能模拟,不仅对研究开发工作起着重要作用,而且对于设计者来说也是一个强有力的工具。在涡轮增压柴油机的热力工作过程计算中,考虑到柴油机排气管内的压力波从排气口到涡轮进口有一个传播的过程,并且来回反射,即管内压力不仅随时间t变化,而且沿着排气管长度方向在同一瞬时亦是不同的。特征线法在对内燃机进行压力波模拟计算时流量有较大误差,有时要通过调整一些系数来达到流量平衡。经过改进,提高精度后,建立了SJTU-MSEMODUF软件,参见文献[1]。在计算高速机1400r/min~2200r/min时,流量误差一般在2%以下,但用于中速机性能模拟时的流量误差尚未进行研究。本文就其用于8缸中速机性能模拟时的流量误差进行了研究,指明了减小流量误差的途径,使该性能模拟计算程序在计算8缸中速机时基本上达到流量平衡,流量误差在2%以内。2程序简介涡轮增压四冲程柴油机模拟计算程序基于广义一维非定常流模型,用广义一维非定常流性能模拟程序对发...  (本文共6页) 阅读全文>>

《航空动力学报》1988年03期
航空动力学报

非定常流制冷原理在石油天然气回收中的应用

“热分离器”是一种七十年代开发的新型制冷装置,将其用于石油天然气回收会带来很高的经济效益。本文提出了一种简化物理模型,并对其工作原理进行了非定常流分析,指出了进一步提高其制冷效率的途径。 一、装置的制涂原理7;、 / ,’ . , 热分离器的结构如图1所示。该装置有一个转子带有二个(或几个)旋转喷咀,经预先干燥的高压天然气自中心部分流入,带动旋转喷咀旋转,转速约为2000—3000r/min。机壳周围放射式地连接一系列工作管(24根或36根),各管末端封闭。%= P图1 热分离器结构原理图 图2 工作管中气体压力,温度分布 当旋转喷咀对准工作管(如图l中管2)的管口时,由于喷咀被封闭而处于静止的高压天然气瞬时冲人工作管,工作情况与冲波管相似。于是有一道冲波s、一个接触面c和一束膨胀波分别向低,高压侧传播。某瞬时t1,管中冲波s、接触面C、膨胀波束BOD的位置,以及各流动区域的压力、温度的分布如图2所示。接触面是一个温度间断面。尽...  (本文共3页) 阅读全文>>

《航空学报》1988年01期
航空学报

凹半球降落伞模型在加速和定常流中的流场观测

一、引言 降落伞的开伞和开伞后的初始阶段,气流的流动是非定常的,这个阶段往往伴有降落伞伞衣出现内折、呼吸、塌顶等不正常的开伞情况。为了研究这些不正常的现象和其流态,我们用凹半球模型进行了加速流和定常流态下的模拟实验。实验是在比实际雷诺数稍低的雷诺数下进行的,这不影响流态观测。对于非定常流,主要研究流体开始起动至定常流动之间的过程,因为了解这期间的流动有助于我们分析实际降落伞开伞时出现的各种异常现象。过去,国外有不少文献对此进行了论述.但多为粗略估算〔’〕,缺少对基本流态的研究。一般钝形物在定常流中总是有较大的分离区,但在起动阶段,由于物面上边界层很薄,所以不会立即分离。例如圆柱体的起动阶段,最初就没有分离区〔“〕。即使有尖角的钝物体,例如薄网盘在起动瞬间也无分离区〔“〕。但在起动后期,往往在尾流中形成十分强烈的倒流,比定常流分离区中的倒流强烈得多。因此,了解降落伞硬模起动后期流场情况,对于研究降落伞塌顶等现象有着十分重要的意义。...  (本文共7页) 阅读全文>>

《航空学报》1988年03期
航空学报

用多重网格法生成随时间变化的贴体网格

一、基本理论 为了能够准确地计算绕弹性体,特别是跨音速范围的非定常气动力,有必要建立一种快速生成的随时间变化的贴体计算网格.即通过变换 乙二乙(劣,少,才少,月一月盯二,夕,才),之一之f沉,夕,l夕,二二i(1)将边界形状随时间变化的物理流场(二,y,“)变换列便于计炸的矩形计算空间〔岛,”一屯)内:.这样,与计算空问内i!·算节点相对应的流场节点的位置是随时问改变的。因此八。进行流场计算时,一于;仅要确定流场内每一时刻计算节点的位很,l司目寸还应确定其随时间的变化速率八,少,,:,)。庄此主要以二维问题进行讨论。 根据Th。mpson网格生成理论,任意二维流场可以通过以下方程组进行变换L’, ‘戈G〔Z〕=又2其中,算子_口2、G~a~,二飞--一2匕 口七“ 刁2。邑。月+尸尸(邑,,,,:卜鑫一+口(邑,。,:) 口屯仪~式十y戮,日~气、。+典y,,丫二殡十y是, 1万尸一戈外一从共J是坐标变换的Jacob认n式,尸(...  (本文共4页) 阅读全文>>

《空气动力学学报》1988年01期
空气动力学学报

非定常N-S流中的瞬时临界点

引言 在定常N一S流中,由于轨线方程构成自洽系统,可以应用一整套临界点数学理论作为流场结构分析的有力工具,(如见文献〔1〕)。但对非定常流,轨线方程不是自洽系统,流体力学界在分离流和湍流结构研究中常J刊的“瞬时临界点”概念汇2二并无理论根据。然而,由于临界点分祈的功效甚强,如能对非定常流判明共某种意义下的可用性,对非定常分离等问题的研究将是有益的。 文献〔1〕提出了“流体质点分离”和“边界层分离’两种分离的概念。“边界层分离”只是高Re数近似下“流体质点分离”一可能发展成的一种形式。“流体质点分离”指流体质点不再沿着壁面前迸而折向流场内部,因此非定常分离与定常分离就没有本质的区别了,重要的是研究流体质点的行为。 为此,应设法把非定常轨线方程通过一定变换变成自洽系统。以便重新利用现成的数学工具。本文根据这一思想作相似变换,一考察变换后临界点邻域在非定常流场中的映象,进而对非定常流中“!舜时临界点”概念的可用性及其限度作出论证,限于...  (本文共6页) 阅读全文>>

《西北工业大学学报》1988年03期
西北工业大学学报

大攻角机翼定常、非定常流涡格法的研究

一、引言 现代飞机要求在大攻角下作机动飞行,这不仅需要研究机翼在大攻角下的定常气动力,而且需要研究其非定常气动力,如:瞬态响应、非线性气动力的颤振分析、动导数的计算等等,都需要解决大攻角完全非定常气动力的计算问题。自七十年代以来,国外对大攻角分离流问题进行了大量的研究,出现了许多大攻角分离流的数值计算方法〔1~了〕。由于大攻角非线性问题的复杂性,各种计算方法还在不断地摸索改进。因此,积累大攻角分离流问题的计算经验是必要的。在国内,对于机翼大攻角分离流问题的计算研究还较少,在大攻角非定常流计算方面更缺乏研究。 本文采用的大攻角机翼定常、非定常流的非线性涡格法,适用于复杂的机翼几何形伏,能在时间域内计算完全非定常流动问题。由于采用线涡分布,故与其它大攻角非定常流计算方法相比计算量也较小。但是,影响该方法计算结果的因素有许多,例如:机翼前缘分离涡起点的位置、离体涡位置的确定方法、离体涡在计算中所需考虑的长度等等都是十分重要的问题,本文...  (本文共8页) 阅读全文>>