并联放电等离子体合成射流激励器工作特性

等离子体合成射流激励器凭借射流速度高、工作频带宽、响应迅速等优势在高速流场主动流动控制领域具有良好的应用前景。为了克服单个激励器控制能力弱、控制范围窄的缺点,开展了并联放电等离子体合成射流激励器的研究,搭建了最多支持三路并联放电的微秒脉冲电源。测试结果表明,电源在空载及负载条件下可以实现1000 Hz稳定放电。随着放电电容的增大,放电电能的提高,等离子体电弧的温度升高,激励器腔体内气体被加热得更剧烈,产生的射流速度增大。随着工作频率的提高,激励器的击穿电压降低,放电电能减小,射流速度减小。通过对触发信号的调制,可以实现每个激励器的独立控制,使得并联式激励器具有更强的流动控制灵活性。试验结果显示,激励器工作相位与触发相位具有较好的对应关系。     

激励器结构参数对合成射流影响的试验研究

为了设计高性能的合成射流激励器,实验采用热线风速仪测量激励器出口的流动速度,对不同大小激励器、不同出口形状激励器、单 双膜激励器以及金属振动膜处于不同装配受压状态下的激励器分别进行了试验。实验结果显示:激励器的结构决定了合成射流激励器的性能;激励器出口射流平均速度除了与激励器大小、出口面积有关外,还与出口形状有关,采用方孔 矩形孔形式的开口有利于建立较强的合成射流;双膜与单膜工作相比,合成射流最大速度基本上是成两倍关系;金属振动膜的安装形式(受压状态)不影响合成射流随频率的变化规律,但对合成射流速度影响很大,当激励器振动膜处于螺栓拧紧受压状态时,与振动膜不受压状态相比,合成射流出口速度几乎下降了一个数量级。     

合成射流影响因素

在综合国外大量实验和数值模拟数据的基础上 ,对影响合成射流特性的驱动因素、结构因素进行了分析和总结 ,并且通过数值模拟的方法对雷诺数以及斯托罗哈数对合成射流的影响进行了研究。获得了反映合成射流激励器特征的函数关系式 ,为激励器的初步设计提供指导     

合成双射流冲击平板流场结构与模态分解分析

为揭示合成双射流冲击平板流场结构特征,通过大涡模拟方法对合成双射流冲击平板流动进行了仿真,采用有限时间Lyapunov指数方法对流场的拉格朗日涡结构进行了识别,并与欧拉框架下的速度矢量和涡量结果进行了对比分析。结果表明,在合成双射流两股射流交替作用下,射流核心区涡系结构较为复杂且涡量丰富,远离核心区存在一对稳定的涡结构,且拉格朗日涡结构与涡量对应较好,为合成双射流冲击冷却的布局设计提供了指导。另外,流场本征正交分解表明,第一阶模态关于激励器出口中心轴线大致对称,其能量占总体能量的35%,前6阶模态的能量占80%;根据前6阶模态所反映的流场特性,合成双射流冲击平板流场具有高度的对称性。     

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。     

某型旋翼无人机极限风速下运动失稳及失能特性研究

抗风能力是决定无人机应用范围和生存能力的关键.以某型旋翼无人机为研究对象,利用风洞试验设备和双目视觉非接触式测量系统,对无人机极限风速下的失稳特性(姿态或速度)以及动力组件的失能特性开展了精细化测量和研究,获得了某型旋翼无人机的临界失稳条件和特性以及易损部组件的失能特性.结果 表明:17 m/s为无人机的临界失稳风速,...     

横向运动板干扰聚能射流的数值模拟

基于有限元分析软件ANSYS/LS-DYNA和LS-PREPOST,用ALE算法对射流垂直侵彻横向运动防护板的过程进行模拟分析。防护板在不同速度下干扰射流时,对防护板和后效板上的开坑形状进行分析,并计算后效板上的最终侵深及射流轴线上的速度降,得到射流在横向防护板作用下后效板侵深及射流轴线上的速度降随防护板速度变化的曲线。结果表明,防护板抗射流侵彻能力随防护板速度的增加而增强,尤其是防护板横向速度在0～100m/s增加时,抗射流侵彻能力增强较为明显。     

潜艇高压气吹除主压载水舱应急挽回的运动规律和控制策略

针对潜艇高压气吹除压载水舱应急挽回姿态控制难题,以吹除高压气和压载水舱中压力气体为研究对象,推导并构建了高压气吹除和压载水舱解除气压数理模型。结合潜艇应急挽回数学模型,对潜艇发生破损进水事故的应急挽回过程进行数值仿真,分析了某潜艇事故采取3种不同挽回方案条件下潜艇运动姿态变化规律。研究结果表明：所构建的数理模型能较好描述潜艇应急挽回姿态变化规律,为潜艇应急挽回运动规律预报、潜艇运动状态实时评估和姿态控制方案制定提供理论依据和技术支持。     

非淹没高速水射流喷嘴内外流场数值模拟

将紊流K－ε模型和多流体模型结合,建立了适合于描述非淹没高速水射流喷嘴内外流场特性的数学模型,构造了可靠的算法,并进行了大量的模拟计算。计算的射流液体区长度与实验数据吻合较好,同时探讨了锥角等对锥形喷嘴射流流场的影响,指出了改进锥形喷嘴射流特性的途径及简单锥形喷嘴的不足。本研究方法可以用于其他形状喷嘴的非淹没高速水射流特性的数值模拟。     

湍浮力射流浓度测量的实验研究

本文对伴流环境中,由于盐分浓度差形成的浮力射流进行了实验研究。采用测量电导率的方法测量射流内部盐分的浓度分布。实验表明,浮力射流的横断面内浓度呈椭圆形高斯分布。不同于测量比重的方法,本方法简便易行,且具有较高精度。     

Experiment and Calculation for Expansion Process of Ablation Plasma Jets in Liquid

The expansion process of ablation plasma jet in liquid was experimentally investigated by using high speed digital camera. The sequential pictures show that, in the initial stage of the jet, the Taylor cavity expands in the axial and radial directions simultaneously, and then, is subjected to the constraint of chamber wall, in axial direction mainly. The maximum axial speed of the cavity's head ranges from 240m/s to 280m/s. Some strong heat conduction and mass transmission effects can be found in the surface of Taylor cavity, where the plasma cools down and condenses as solid particles while the liquid vaporizes as gas. Compared the expansion processes of the cavities among the different discharge energies and the nozzle diameters, it can be seen that the expansion speed of the cavity is directly proportional to the discharge energy and inversely to the nozzle diameter, and the effect of the discharge energy is stronger than that of the nozzle diameter. A set of equations describing the expansion process of ablation plasma jet was derived under the assumption of momentum conservation. The calculated results by use of the equations coincide with the experimented results better.     

Influence of propagation direction on operation performance of rotating detonation combustor with turbine guide vane

Due to the pressure gain combustion characteristics, the rotating detonation combustor (RDC) can enhance thermodynamic cycle efficiency. Therefore, the performance of gas-turbine engine can be further improved with this combustion technology. In the present study, the RDC operation performance with a turbine guide vane (TGV) is experimentally investigated. Hydrogen and air are used as propellants while hydrogen and air mass flow rate are about 16.1 g/s and 500 g/s and the equivalence ratio is about 1.0. A pre-detonator is used to ignite the mixture. High-frequency dynamic pressure transducers and silicon pressure sensors are employed to measure pressure oscillations and static pressure in the combustion chamber. The experimental results show that the steady propagation of rotating detonation wave (RDW) is observed in the combustion chamber and the mean propagation velocity is above 1650 m/s, reaching over 84% of theoretical Chapman-Jouguet detonation velocity. Clockwise and counterclockwise propagation directions of RDW are obtained. For clockwise propagation direction, the static pressure is about 15% higher in the combustor compared with counterclockwise propagation direction, but the RDW dominant frequency is lower. When the oblique shock wave propagates across the TGV, the pressure oscillations reduces significantly. In addition, as the detonation products flow through the TGV, the static pressure drops up to 32% and 43% for clockwise and counterclockwise propagation process respectively.     

Experimental study on the cavity evolution and liquid spurt of hydrodynamic ram

In research of the characteristics of the cavity evolution, the pressure, and the liquid spurt in hydrodynamic ram, the experiment of the high-velocity fragment impacting the water-filled container had been conducted. The relationships between the above three characteristics have been researched. The evolution of the cavity can be divided into three processes according to its shape characteristics. The first liquid spurt occurred in Process Ⅱ and the rest of it occurred in Process Ⅲ. The duration of the second liquid spurt is longer than the first liquid spurt. When the impact velocity of the fragment is less than 996 m/s, the velocity of the second liquid spurt is the highest. When the velocity of the fragment is greater than 996 m/s, the velocity of the first liquid spurt is the highest. The maximum velocities of the first and second liquid spurt are 111 m/s and 94 m/s respectively. The pressure fluctuated sharply in Processes Ⅰ and Ⅲ. The maximum peak pressures in the shock and the cavity oscillation phases are 15.51 MPa and 7.96 MPa respectively. The time interval of the two adjacent pressure pulses increases with the increase of the fragment velocity.     

海水淡化系统余压能回收过程的仿真模拟

针对阀控式海水淡化能量回收装置增泄压过程中压力波动和浓盐水海水掺混导致反渗透膜组件工作负担变大的问题,对增压容器和增压过程建立模型,使用流体力学软件Fluent仿真增压过程,得到了增压过程液压缸内部流域的压力和速度分布。探究了混合段液柱活塞的形成过程和长度变化,通过对比液压缸结构和进水口流速变化对混合程度的影响,给出了用混合段做液柱活塞的参数特性和适用性,为海水淡化系统余压能回收设计提供依据。     

有关因素对导管终点压力振幅的影响

导管-气室系统可以引发水力共振,提高脉冲射流的强度。影响水力共振的因素很多,针对一特定的水力共振系统,就导管长度、导管内径、喷嘴出口内径、调制频率、气室初始容积等因素对水力共振的影响逐一进行了计算机模拟分析,得到了各因素对导管终点压力振幅的影响趋势图,为开展实验研究提供了有力的理论指导。     

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。     

非平衡等离子体及其军事应用研究进展

高气压非平衡等离子体是当今世界经济、军事强国竞相研究的焦点,涉及工业、军事的高能物质(活性粒子)加工及其辐射的等离子体源及反应器(室)。目前,高气压非平衡等离子体及其源的研究局限于弱(电场)电离放电范畴,存在等离子体浓度低、能耗甚高和体积庞大等问题。为此,研究外加非均匀强电场、空间电荷形成的本征电场对离子的作用力及其运动规律,以便解决形成高浓度等离子体的方法及离子从强电场束缚中引出去的问题,为研制强电离放电非平衡等离子体源提供了理论基础及加工方法,此源外输的等离子体束的浓度有望达到1014/cm3。等离子体源及反应器可以做到微型化,每立方厘米有效放电体积处理气量高达15m3/h。它的体积、能耗、一次造价、运行成本等也将成万倍地降低,解决了等离子体工程化的现存问题;也能解决困扰世界各军事强国的飞行器等离子体隐身、减阻及天线的应用理论与方法问题。