超声速欠膨胀冲击射流数值模拟

超声速欠膨胀冲击射流有着重要的实际应用价值,如S/TOVL飞行器、火箭发射、除尘等。其流场结构复杂,包含间断激波、反射激波、马赫盘、滞止泡以及冲击平面传热不同于亚声速冲击射流的特点。为了分析超声速欠膨胀冲击射流流场和传热,采用有限体积法,结合k-l湍流模型以及二阶精度的TVD格式进行数值模拟:对比实验和k-ε湍流模型的努赛尔数,得出k-l湍流模型在传热问题中更具优势;对比阴影图和计算密度云图以及对比冲击平面压力系数的实验值和计算值,验证了k-l湍流模型模拟超声速欠膨胀冲击射流流场的合理性;采用k-l湍流模型研究3种冲击高度(3D,6D,10D),3种压比(2.0,3.4,4.4),3种喷管总温(493 K,591 K,580 K)下,冲击平面温度分布。数值研究结果对分析超声速欠膨胀冲击平面的烧蚀有一定的指导意义。     

宽马赫数变几何进气道性能快速计算方法北大核心

提出一种适用于初步设计的宽马赫数变几何超声速进气道性能快速计算方法,无需计算流场各点参数即可快速获得捕获流量系数φ和临界总压恢复系数σ。利用激波与进气道的几何关系判断起动;采用虚拟喉道假设计算第一道内压膨胀波;采用一组激波-膨胀波模拟喉道内复杂波系。为检验方法正确性,计算结果与无粘CFD结果进行了比对。φ相对误差在5%以内,随马赫数减小、攻角或楔板折角增大而增大;σ最大相对误差为4%,随马赫数、攻角、楔板折角增大而增大。     

宽马赫数变几何进气道性能快速计算方法

提出一种适用于初步设计的宽马赫数变几何超声速进气道性能快速计算方法,无需计算流场各点参数即可快速获得捕获流量系数φ和临界总压恢复系数σ。利用激波与进气道的几何关系判断起动;采用虚拟喉道假设计算第一道内压膨胀波;采用一组激波-膨胀波模拟喉道内复杂波系。为检验方法正确性,计算结果与无粘CFD结果进行了比对。φ相对误差在5%以内,随马赫数减小、攻角或楔板折角增大而增大;σ最大相对误差为4%,随马赫数、攻角、楔板折角增大而增大。     

二级增压系统低压级涡轮进口旋流对性能影响研究

针对高功率密度柴油机二级增压涡轮系统高压级涡轮出口旋流导致低压级涡轮效率降低的问题,建立了涡轮三维流动仿真模型,通过对涡轮进口分别施加顺时针和逆时针旋向的旋流模拟低压级涡轮进口旋流,研究了旋流旋向对涡轮效率的影响机理,以及涡轮效率差值随旋流强度及涡轮速比的变化规律。结果表明:涡轮进口旋流导致了涡轮叶轮进口气流攻角和速度沿叶高的变化,而对涡轮效率产生明显影响,但旋向对涡轮效率影响程度不同;当涡轮速比一定时,不同旋向条件下的涡轮效率差值随进口旋流强度增大而增大;当进口旋流强度一定时,2种旋向条件下的涡轮效率差值随涡轮速比的增大呈现先减小后增大的变化趋势。     

弹体前缘圆孔凹槽有/无喷射流机理研究北大核心

为了研究不同圆孔凹槽直径及有/无喷射流流动机理,采用标准的k-w SST湍流模型数值计算方法进行分析。结果表明:当流体经过圆孔凹槽时,在圆孔凹槽边缘会形成膨胀波和压缩波,在圆孔凹槽内可能会形成涡流结构,并保持低速流体。当圆孔凹槽直径逐渐增加时,引起弹体壁面声速径向距离增加。同时,随着攻角的增大,圆孔凹槽内的静压逐渐降低;圆孔凹槽喷流速度的增加导致凹槽出口会出现激波现象,当喷流速度达到600 m/s时,凹槽出口激波强度明显增加,圆孔凹槽内静压减小。     

弹体前缘圆孔凹槽有/无喷射流机理研究

为了研究不同圆孔凹槽直径及有/无喷射流流动机理,采用标准的k-w SST湍流模型数值计算方法进行分析。结果表明:当流体经过圆孔凹槽时,在圆孔凹槽边缘会形成膨胀波和压缩波,在圆孔凹槽内可能会形成涡流结构,并保持低速流体。当圆孔凹槽直径逐渐增加时,引起弹体壁面声速径向距离增加。同时,随着攻角的增大,圆孔凹槽内的静压逐渐降低;圆孔凹槽喷流速度的增加导致凹槽出口会出现激波现象,当喷流速度达到600 m/s时,凹槽出口激波强度明显增加,圆孔凹槽内静压减小。     

不同抽吸孔布局的进气道数值模拟机理分析

采用标准k-ωSST湍流模型数值计算方法,针对2种不同抽吸孔布局的超声速进气道数值进行了模拟机理分析。结果表明:在抽吸孔前缘引起的膨胀波与唇口反射激波相交,马赫数增加;模型-1在抽吸孔内形成循环涡流,马赫数增加到3.6,并在抽吸孔内多次反射,在抽吸孔出口的马赫数降低;而模型-2由于在受到剪切层的影响,在抽吸孔内形成循环涡流变成亚声速区域;在抽吸孔后缘形成强压缩波,与进气道反射激波多次相交,模型-2的进气道上壁面下游的压力整体趋势大于模型-1的壁面压力。     

超声速调制气流声源声压级增益特性的理论与实验

通常认为,当气室压力提高到一定程度,调制气流声源声压级输出将趋于饱和。为了从基本原理上探讨进一步提高声源输出的途径,设计了收缩-扩张喷口,将调制作用上游的声速流动提高至超声速。理论分析表明,来流气压较高时,超声速调制优于声速调制,可获得一定的声压级增益。增益量随喷口面积比减小而增加。旋笛实验在调制频率较低时得到了超声速调制的声压级增益;调制频率较高时,受瞬态作用的影响,参与调制的气流很可能未完全发展为超声速流动,超声速调制与声速调制的旋笛性能相同。     

气液同轴双离心式喷嘴喷雾特性

采用流体体积方法分析涡流器离心式喷嘴内部流动过程,采用单反相机和相位多普勒测速仪测量离心式喷嘴、气液同轴双离心式喷嘴的喷雾特性。发现涡流器离心式喷嘴内部流动的总压损失主要发生在涡流器槽道入口、收敛段和等直段。等直段使液膜厚度减小,喷雾锥角减小。离心式喷嘴喷雾粒径分布范围沿径向逐渐增加,轴向速度分布范围沿径向先减小后逐渐增加。气液同轴双离心式喷嘴喷雾特性受气液比影响很大,气液比小时旋流空气使喷雾锥角增加,粒径分布范围减小;气液比大时,气体膨胀压缩喷雾,使大液滴能够到达喷雾中心,喷雾外侧为二次雾化成的细小液滴。     

火箭出口面积对RBCC发动机引射模态影响规律分析

火箭基组合循环发动机引射模态飞行状态复杂,为了提高发动机的整体性能,研究了火箭出口面积对发动机引射模态的影响规律。通过数值模拟研究,引射流量在低飞行马赫数条件下,主要受引射性能影响,火箭出口面积越大,引射性能越好。然而,随着飞行马赫数的提升,引射空气的动能提升,隔离段内出现壅塞情况,引射流量主要受限于隔离段几何尺寸,与火箭出口面积无关。在亚声速工况下,火箭出口面积越小,发动机比冲越低,且出口无量纲面积为3.15时,火箭羽流膨胀撞壁,会引起性能骤减,需要予以避免;在超声速工况下,选择面积较小的火箭出口面积,燃烧室内压越高,发动机性能提升越明显。     

激波对超声速流中横向射流的影响

为了揭示激波对超声速流中横向射流的影响,在超声速流中利用长9mm、坡度为23°的斜坡产生激波。组合利用高速摄影仪和纹影仪拍摄激波入射在气体和液体射流的不同位置,以及相同位置不同喷注压降时的流场纹影和阴影图像。结果表明,激波对气体和液体横向射流的影响基本相同,都表现为入射激波增强了湍流度,扩大了燃料空间发展区域,增强了与主流的混合,激波入射在射流的前部比射流的后部影响大。     

惰性气体中电爆丝爆炸激励冲击波的理论分析

建立了惰性气体中电爆丝爆炸激励的冲击波模型。对于冲击波马赫数与光辐射强度的关系、惰性气体种类对冲击波强度的影响以及电爆丝根数对冲击波强度的影响,进行了理论计算与分析,所得结论对红外脉冲强光辐射源的研究有重要作用。     

两道同侧扫掠激波作用下形成的三维平板边界层

为探索一种减弱扫掠激波/边界层干扰强度的侧压方式,采用数值计算方法研究两道同侧扫掠激波作用下形成的三维平板边界层。对三维边界层的流动机理进行研究,并与相同气流偏转角的一道扫掠激波作用下形成的三维边界层进行定量比较。研究表明,存在两道同侧扫掠激波时,第一道扫掠激波使侧壁附近边界层变薄,进而使第二道扫掠激波与再附形成的边界层的相互作用减弱,从而总的效果是两道扫掠激波与边界层的相互作用强度比一道扫掠激波的弱;两道扫掠激波的气流总偏转角与一道扫掠激波的相同,相交后汇聚成的激波强度与一道扫掠激波的基本相同,之前被两道扫掠激波"扫"起来的边界层在汇聚激波作用下还呈现锥形流动,分离线和来流的夹角也与一道扫掠激波的基本相同。     

斜入射条件下F-P干涉腔透过率特性分析

分析了斜入射角条件下F-P干涉腔的透过率特性；结合单层介质膜和单层金属膜的反射特性随入射角的变化规律，得出了反射特性参数为恒定值时微腔、低反F-P干涉腔透过率的计算误差；仿真结果表明，在光束斜入射条件下，特别是在大入射角下，单层介质膜的反射率指数增大，单层金属膜的反射率和反射相移也指数增大，但其吸收系数指数减小，造成微腔、低反F-P干涉腔透过率曲线与反射特性参数为恒定值时相比均明显向下偏移，且偏移量逐渐增大。     

二维可压缩流动抽吸流量模型及验证

根据超声速与亚声速流动的特征,依据Prandtl-Meyer膨胀波理论,根据背压与来流静压确定膨胀波后的马赫数,获得了质量抽吸流率,并导出了壅塞发生的条件,建立了二维超声速抽吸模型;根据冲量定理,假定气体从主流区域到抽吸腔流态的变化是由于压差的冲量作用,建立了亚声速抽吸模型,并且进一步阐述了亚声速抽吸壅塞发生的机制。计算流体力学验证表明亚声速抽吸冲量模型的偏差较大,因此通过数值拟合模型来描述亚声速抽吸流动。该研究为三维抽吸研究提供了参考。     

爆轰波斜冲击作用下破片飞散特性研究

为研究非对称结构战斗部的破片飞散特性,利用斜激波理论对爆轰波作用于壳体表面的过程进行研究,并利用自由面速度倍增定律对波在自由面反射后质点速度的计算进行简化,得到了破片飞散角的计算模型。利用D型战斗部试验数据对计算模型进行验证,结果表明,斜激波理论计算得到的破片飞散与试验结果吻合很好;当入射角较小时,壳体飞散角与入射角成线性关系。     

A study on the surface overpressure distribution and formation of a double curvature liner under a two-point initiation

The formation mechanism of an EFP(explosively formed projectile) using a double curvature liner under the overpressure effect generated by a regular oblique reflection was investigated in this paper.Based on the detonation wave propagation theory,the change of the incident angle of the detonation wave collision at different positions and the distribution area of the overpressure on the surface of the liner were calculated.Three-dimensional numerical simulations of the formation process of the EFP with tail as well as the ability to penetrate 45# steel were performed using LS-DYNA software,and the EFP ve-locity,the penetration ability,and the forming were assessed via experiments and x-ray photographs.The experimental results coincides with those of the simulations.Results indicate that the collision of the detonation wave was controlled to be a regular oblique reflection acting on the liner by setting the di-mensions of the unit charge and maintaining the pressure at the collision point region at more than 2.4 times the CJ detonation when the incident angle approached the critical angle.The distance from the liner midline to the boundary of the area within which the pressure ratio of the regular oblique reflection pressure to the CJ detonation pressure was greater than 2.5,2,and 1.5was approximately 0.66 mm,1.32 mm,and 3.3 mm,respectively.It is noted that pressure gradient caused the liner to turn inside out in the middle to form the head of the EFP and close the two tails of the EFP at approximately 120μs.The penetration depth of the EFP into a 45# steel target exceeded 30 mm,and there was radial expansion between the head and tail of the EFE increasing the penetration resistance of the EFP.Therefore,the structural size of the unit charge and the liner can be further optimized to reduce resistance to increase the penetration ability of the EFP.     

基于再起动特性优化的高超声速进气道设计

对不同内收缩段设计的高超声道流场进行了数值仿真研究,考查了下壁面水平倾角对进气道各性能参数特别是再起动特性的影响.结果表明,减小进气道不起动流场大规模分离区尾部所在下壁面的水平倾角,可以显著提高不起动流场的性能,大幅降低再起动马赫数,但也带来内收缩段长度增加,起动流场性能降低的缺点.为兼顾两者性能,提出了一种新的内收缩...