凹腔超声速流场结构的试验研究

对超声速冷流情况下凹腔流场特性进行了试验和数值仿真研究,分析了不同构型的凹腔对超声速流场的影响。研究结果表明,在5～9范围内长深比L/D对凹腔流场结构基本没有影响;在30°～60°范围内,凹腔后壁倾角θ不会改变凹腔流场整体结构和特征,但对剪切层的空间发展和凹腔回流区结构有比较大的影响。     

考虑入口和出口容积效应的涡轮动力学模型

建立了考虑涡轮入口和出口容积效应的涡轮动力学模型 ,利用该模型计算了燃气涡轮气瓶启动的动态响应过程 ,分析了影响涡轮动态特性的主要因素。计算结果表明 :涡轮前容积对涡轮入口压力和出口背压的过渡过程均有显著的影响 ,涡轮后容积对涡轮入口压力的过渡过程影响不大 ,对涡轮出口背压的影响显著。     

再生冷却通道结构参数对碳氢燃料流量分配影响

以液体火箭发动机再生冷却技术为背景,采用数值模拟方法对Z-type型并联通道流量分配特性进行研究,分析了通道数、通道截面形状及入口汇流结构对流量分配特性的影响。研究结果表明:在冷却通道总流通面积相同的情况下,随着再生冷却系统通道数的增加,流量分配不均匀度系数从2.59%降低至0.5%,相同流通面积下增加通道数可以有效提高流量分配的均匀程度。通道截面形状对流量分配不均匀度系数影响不大,其影响主要表现在通道内部流体速度分布及换热面积上。从换热效果看,梯形截面构型要优于矩形构型。入口汇流结构倾斜角有利于流量的均匀性分布。该研究对于再生冷却通道结构设计具有一定参考价值。     

关于装备信息化改造过程中隐藏的安全技术问题

一、程序设计留下“信息后门”编程人员在设计一些庞大且功能复杂的程序时,习惯运用模块化的理念进行程序设计,即将整个项目分割为诸多功能模块,而后逐个设计、调试,这样模块间必然留下入口。这些入口在程序开发阶段,能为项目的链接、测试和更改提供方便,正常情况下,设计完成后     

油-水旋流器流场数值模拟研究

采用改进后的双方程湍流模型和SIMPLE计算方法,对切流式单入口油-水旋流器内部流场进行了模拟研究。结果表明:旋流器内部三维流场各向异性,即同一位置流体在不同方向的流动参数变化很大,流体质点在不同条件下的运动轨迹、速度、分离特性等方面都有较大差别;圆柱段与圆锥段的流场在柱锥结合面发生变化,旋流器的主要分离过程在圆锥段完成;单入口旋流器的流场中心与几何中心有偏差,对流场的稳定和分离会产生影响。该模拟结果与他人所做实验结果比较接近,说明该模型和算法是可靠的,为旋流器的实际应用提供了参考。     

气体化学反应速率的 DSMC 方法

为预报化学反应过程,应用ＤＳＭＣ方法研究了双原子分子的离解反应,讨论了高温情况下（Ｔ～Ｅａ／ｋ）采用由实验测定得到的反应速率与气体温度间Ａｒｒｈｅｎｉｕｓ经验关系式的可靠性问题,分析了振动热非平衡效应对于离解反应速率的影响,给出了由ＤＳＭＣ方法得到的离解反应速率与气体温度的关系曲线。     

固-液旋流分离器结构优化模拟研究

采用计算流体力学方法与流体动力学分析软件Fluent,探讨了固-液旋流分离器的溢流口直径、锥角、圆柱段长度和入口直径等主要结构参数对其颗粒溢流率的影响,并在此基础上进行结构参数的优化。结果表明,锥角、圆柱段长度和入口直径过大或过小都不利于旋流分离器的固液分离,均存在一个最佳值。对于主直径为75 mm的单锥双入口固-液旋流分离器,最佳圆柱段长度为87.0 mm,最佳入口直径为16.0 mm,最佳溢流口直径为16.5 mm,最佳锥角为6.0°。     

长坑道中防护门上的化爆冲击波压力研究

为了对坑道中的防护门抗化爆冲击波进行有效的设计,先需确切知道作用在防护门上的反射压力。首先基于Hopkinson比例定律,用LS-DYNA动力有限元软件模拟了常规炸药在坑道入口外爆炸情况下,长坑道中自由场冲击波峰值压力的衰减规律,并由此确定作用在防护门上的反射压力。计算结果与其他经验方法的预测结果进行了比较。可供防护门的设计及动力响应研究参考。     

乳化油废水空化射流破乳实验

建立了空化射流破乳实验系统,确定了空化射流破乳实验方法。以空化射流破乳除油率作为衡量空化射流破乳效果好坏的标准,通过实验研究了表面活性剂质量浓度、油的质量浓度、静置时间、喷嘴入口压力、循环处理次数、靶距对空化射流破乳效果的影响规律。结果表明:与未添加表面活性剂相比,添加少量表面活性剂将使空化射流破乳除油率大幅度下降;空化射流破乳方法主要对不含表面活性剂的模型乳化油废水有一定效果;空化射流破乳除油率随着模型乳化油废水油的质量浓度、静置时间、喷嘴入口压力的增加而增加;循环处理次数较少时,空化射流破乳除油率随着循环处理次数的增加而增加,但循环处理次数过多反而使除油率下降;存在最佳靶距280 mm。     

爆炸激波管管口稀疏波对试验段的影响

数值模拟了爆炸激波管不同隔离段长度时管口稀疏波对试验段超压的影响。为了准确高效地模拟试验段入口的超压曲线,采用了一种将一维球对称程序和三维程序相结合的计算方法,并在一维计算中利用爆炸相似律,采用小当量爆炸来模拟实际超压波形。计算结果表明,隔离段长度L的变化不影响超压峰值;L小于等于20m时,稀疏波的影响使得试验段超压的作用时间、比冲量减小;L大于等于30m时,稀疏波对试验段超压无影响。     

S弯进气道合成双射流流场控制特性分析

针对飞翼布局无人飞行器中S弯进气道明显流动分离和出口总压畸变等问题,提出了基于合成双射流的主动流动控制方法,建立了合成双射流的S弯进气道数值仿真模型。结果表明,在S弯进气道分离点附近施加合成双射流控制,在整个射流周期内通过“吹”“吸”接力可以有效抑制边界层流动分离,有效提升总压恢复系数。对比研究了合成双射流不同射流角度、射流峰值速度和激励频率对S弯进气道流场控制特性的影响规律。结果表明合成双射流与主流的角度越小,流动分离控制效果越好,较大射流峰值速度会对主流形成“阻挡”致使控制效果下降,激励频率与流场特征频率越接近控制效果越明显。     

二元混压式高超声速进气道流场数值模拟

使用有限差分法,TVD二阶迎风格式,Baldwin-Lomax湍流模型,对二元混压式高超声速进气道设计状态和非设计状态的粘性流场和性能进行了数值模拟,并分析了出口反压及隔离段长度对进气道流场的影响。结果表明隔离段长高比对进气道出口参数影响较大;隔离段出口反压不能太高,否则会引起进气道不起动。     

数值模拟气/气喷嘴速度比对燃烧性能的影响

为研究应用于全流量补燃循环发动机的不同气/气喷嘴得到的燃烧流场,通过求解NavierStokes方程组,对不同燃料与氧化剂速度比下的流动燃烧过程进行了数值计算,计算结果与实验结果吻合。仿真结果表明:增加速度比能使燃烧火焰面提前,燃烧效率变大。如果发动机的长度受到限制,可以适当增加速度比以实现高效燃烧。     

超燃冲压发动机燃烧室燃料喷注及其内流场的数值模拟

基于三维N-S方程,利用有限差分数值离散方法,对考虑了燃料喷注和凹腔结构综合影响的某超燃冲压发动机燃烧室模型的内流场进行了数值模拟,与实验流动图谱进行了定性比较,并进一步探讨了燃料喷注过程的非定常特性以及凹腔结构对流动的影响。研究表明:本文数值模拟的稳态时刻流场与实验流动图谱相似;数值结果捕捉到了横向喷注燃料沿下游运动并向凹腔扩散的非定常动态变化的规律。     

二维水翼空化流动的数值模拟

基于RANS方程,结合不同湍流模型与空化模型对粘性流中二维NACA66012模型水翼附近流场进行数值计算与模拟.计算得到固定攻角、固定来流速度时升力系数和阻力系数随空化数的变化规律以及固定空化数时升力系数随攻角的变化规律,并对相应流场进行分析.在二维水翼空化流动的准稳态模拟中,重点对比分析了不同湍流模型、空化模型对空化流动模拟结果的影响,并将计算结果与实验数据进行比较.研究结果表明,在二维水翼附近空化流动的数值模拟中,采用k-ω湍流模型和均相流空化模型计算得到的结果与实验数据吻合较好.最后,采用分离涡模型对不稳定的空化流动进行了瞬态模拟,并得到空化流动的变化规律.     

大功率柴油机喷油提前角对缸内燃烧过程的影响

针对某型大功率柴油机,采用试验和计算流体力学（CFD）仿真相结合的方法,研究了大功率柴油机在不同喷油提前角下的燃烧特性,着重分析了缸内最大爆发压力、峰值角、最大压力升高率、燃烧始点等参数的变化趋势,同时对缸内速度场、燃空当量比分布和温度场的变化进行研究,得出喷油提前角的变化对预混合滞燃期的改变是影响柴油机燃烧过程的主要因素,随着喷油提前角的增大,滞燃期内可燃混合气增多,缸内最大爆发压力、最大压力升高率和缸内最高温度随之升高。     

固体燃料冲压发动机飞行性能分析

固体燃料冲压发动机性能通过进气道与导弹飞行工况关联在一起,其工作过程需考虑导弹飞行参数对发动机性能的影响。与其它冲压发动机相比,固体燃料冲压发动机一个显著特点是推进剂燃烧过程不仅与推进剂配方、发动机结构和燃烧室压强有关,还取决于燃烧室入口空气参数,因此工作过程较为复杂。在国内首次建立固体燃料冲压发动机工作过程仿真模型,并分析导弹飞行马赫数和高度对发动机性能的影响规律。     

液氧与气氧对空气加热器燃烧流场的影响分析

针对一种基于液体火箭发动机燃烧室结构的空气加热器,采用数值仿真技术研究了加热器内部喷雾燃烧、燃气掺混以及出口流场分布等参数.分析对比了采用酒精/液氧/空气与酒精/气氧/空气两种不同氧化剂物态三组元同轴直流式喷嘴所得到的燃烧流场的区别,并通过改变燃烧室特征长度,分析了两种计算工况的加热器的性能差异.结果表明,喷入氧化剂的物态对燃烧流场影响较大,采用液氧喷嘴的火焰较长,气氧喷嘴的火焰分布较宽,且相对于液氧喷嘴,气氧喷嘴的燃烧室前端回流区由于掺混较多的燃气,导致喷注面板附近燃气温度较高,面板承热压力较大.设计的加热器均可保证两种喷嘴的出口流场品质较高,在保证流场出口品质的原则上,气氧喷嘴的燃烧室特征长度可至少小于液氧喷嘴的1/4.     

液体火箭发动机离心式喷嘴振荡喷雾特性现状和发展趋势

为加深对振荡喷雾的雾化特性及其与不稳定燃烧的关系的认识,针对低温推进剂液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴离心式喷嘴和液液同轴离心式喷嘴,从受激振荡、自激振荡以及喷雾振荡与燃烧稳定性三个方面对研究现状进展进行了综述,总结了以往研究中的成果以及需要克服的关键技术难题,以加深对振荡喷雾及其与燃烧稳定性关系的认识。通过综述可知：对于受激振荡,对于常温常压条件下的供应系统流量振荡引起的前端压力振荡的研究比较充分,但缺少对燃烧室压力变化引起的反压振荡的研究以及超临界条件下喷雾受激振荡的研究;对于自激振荡,研究主要集中在液体中心型同轴离心喷嘴,对于气体中心型同轴离心喷嘴和液液同轴离心喷嘴的研究还较少;光学诊断技术仍难以提取单一的燃烧流场信息。     

带有中心预燃室的冲压发动机数值模拟研究

为提高低压条件下燃烧室点火和火焰稳定性能,设计了一种中心预燃室结构的冲压发动机。运用数值模拟方法对简化燃烧室内部的喷雾燃烧流场进行了分析。结果表明:随着燃烧室工作阶段的不同,预燃室尾部收缩段对内外涵气流相互作用的影响存在差异;由于局部压差的增大,预燃室取气口将出现局部加速效应;预燃室内流动过程受下游燃烧的影响。