高温气流内雾滴运动与蒸发特性的理论分析

建立了高温气流内雾滴运动与蒸发的数学模型,对雾滴在高温气流内的运动与蒸发特性进行了理论分析。结果表明,雾滴在高温气流内的运动分为变速段和恒速段,雾滴终端速度取决于气流速度;雾滴粒径越小,追随气流运动的能力越强;雾滴在高温气流内蒸发时,粒径随时间呈指数规律递减。     

柴油机排气集水箱降温特性及其影响因素

针对常规潜艇柴油机排气系统集水箱,分别建立了不同管束结构集水箱的数值模型,并得到了各自内部流场及温度场的分布;分析了细管长度、细管转折形式和布置形式对其冷却降温性能和阻力特性的影响。结果表明:内层管长L1大于外层管长L2的结构比等管长的结构排气阻力小,降温冷却效果更明显;细管末端的弯管与折管相比,排气阻力小,降温性能更优越。     

细水雾雾滴直径对灭火效果影响的数值模拟研究

细水雾以其无污染,对人体无害,良好的灭火效能等特点,不断被广泛应用。利用火灾场模拟软件FDS对特定空间内不同雾滴直径的细水雾的灭火过程进行了数值模拟。结果证明,细水雾雾滴直径小于100μm时,灭油池火具有较好的效果,雾滴直径大于400μm的细水雾不具备扑灭油池火的能力。     

压力喷嘴常温下雾化特性实验研究

为了满足工程中对喷嘴雾化特性测量的高精度、低成本要求,建立了喷嘴雾化特性实验系统,以自来水为雾化工质,对蒸发冷却压力喷嘴在常温、常压下的雾化特性进行了实验研究。用容积法测量了喷嘴的流量,用最小二乘法对测量数据进行回归分析,得到了喷嘴流量、雾化压力和喷孔直径之间的关联式与流量系数;用机器视觉方法测量了喷嘴的雾化锥角与雾滴尺寸,得到了雾化锥角与雾滴尺寸随雾化压力变化的规律。结果表明:随着雾化压力的增大,喷嘴雾化锥角不断增加,雾滴尺寸不断减小;随轴向距离的增大,D0.632、D0.5、D32有不同幅度的增大,而D0.9则基本不变。     

含灭火添加剂细水雾粒径分布规律

为了研究含灭火添加剂细水雾灭火机理,从添加剂对细水雾粒径分布的影响着手,利用全自动表面张力仪、实时喷雾激光粒度仪对含不同添加剂的细水雾粒径分布进行了研究。结果表明：磷酸二氢铵和尿素使水的表面张力略有增加,氟表面活性剂（Fc-134）和碳氢表面活性剂（APG）以及由4种添加剂组成的复合添加剂使水的表面张力大幅降低;磷酸二氢铵使粒径为2.09～26.23μm的雾滴数略有减少,粒径为31.06～462.33μm的雾滴数略有增加;氟表面活性剂（Fc-134）使粒径为8.05～22.16μm的雾滴数增加,粒径为22.17～278.64μm的雾滴数减少,粒径为278.65～1075.09μm的雾滴完全消失;碳氢表面活性剂（APG）使粒径为2.09～31.06μm的雾滴数减少,粒径为36.77～141.86μm的雾滴数增加;而复合添加剂使粒径为2.09～31.06μm的雾滴数减少,粒径为36.77～198.82μm的雾滴数增加。     

典型机舱火灾喷雾冷却效果数值仿真

针对船舶机舱火灾喷雾冷却效果问题,分析了机舱封闭环境中喷雾灭火的传热传质过程,构建并设置了具体的船舶机舱典型火灾环境;结合船舶机舱火灾发生条件下可能遭遇的典型故障状态,运用火灾动力学软件进行了数值仿真,进一步分析了喷头压力、数量以及火源位置等单因素和多因素耦合作用对船舶机舱喷雾系统冷却效果的影响,并给出了一种验证喷雾系统控制火灾能力的仿真计算方法.仿真分析表明:该方法可以模拟机舱喷雾灭火过程,对于分析并掌握救援过程中船舶机舱温度场的变化具有应用价值.     

雾化液滴在气道内的动力学特性及其影响因素

基于单颗粒动力学,用Lagrangian方法建立了液滴在气道内运动的数学模型,用Runge-Kutta法对液滴运动方程进行了数值求解,得到了液滴速度、相对雷诺数和阻力系数沿气道轴向的变化规律,并分析了重力场、液滴粒径、液滴初始速度、液滴出射角度对液滴运动轨迹的影响.结果表明,液滴在气道内的运动分为变速段和恒速段,液滴粒径、初始速度及出射角度等因素对雾滴的运动轨迹也有很大影响,雾滴运动分析时一般不应忽略重力场的作用.     

常规潜艇柴油机排气系统集水箱功能探析

剖析了常规潜艇柴油机排气系统中的最新设备——多功能集水箱的作用、工作原理,进而对它的推广应用及发展前景作些展望．     

有限气体容积内的液滴传热传质模型与理论分析

用传热传质学基本原理,建立了液滴在有限高温气体容积中的传热传质模型,对液滴在有限高温气体容积内的动态传热传质过程进行了数值求解,分析了有限气体容积和气体初始温度对液滴直径、蒸发速率、蒸发效率的影响。结果表明:在有限气体容积条件下,液滴直径随时间的变化规律与常见的d2规律有明显差异,气体容积越小,液滴蒸发速率越小,蒸发效率越低;气体初始温度越高,液滴蒸发速率越大,蒸发效率越高。     

喷雾式防火分隔水幕稳定性仿真

以单个喷雾式水幕喷头为研究对象,利用 Fluent 中离散相模型对不同压力下的喷雾水幕的工作稳定性进行了研究,计算了不同工作压力下水雾粒子的粒径分布和在气流作用下的偏移情况,分析了不同粒径粒子的速度衰减特性。研究表明：环境气流对水幕的稳定性影响很大,特别是粒径在200μm 以下的水雾粒子极容易受气流影响。在一定空间高度下,提高工作压力,可以使喷雾平均粒径变小,使之分布更均匀,有利于提高水幕的隔热性能;当空间高度超过一定范围后,水雾粒子速度急剧下降,增加工作压力水幕稳定性会降低。     

数值模拟气液针栓式火箭发动机喷雾燃烧对声学激励的响应

为研究气液针栓式火箭发动机的声学振荡特性并为其优化设计提供指导,加工了具有矩形燃烧室的LOX/GCH₄针栓式发动机,采用Euler-Lagrange方法仿真横向速度扰动产生的声学响应,以期在热试前了解声学激励频率对非稳态喷雾燃烧过程的影响。仿真结果表明,采用的横向速度扰动能在燃烧室内产生同频率的一阶横向声学振荡响应。喷雾燃烧对声学激励的响应强弱受扰动频率与燃烧室一阶横向振荡模态固有频率的相对大小影响较大。当扰动频率与该固有频率相等时,压力和燃烧释热随速度扰动出现同相振荡,压力振荡幅值显著增高导致燃烧室前半段的喷雾和火焰同步摆动;同时,燃烧室内存在扩散燃烧变为预混燃烧的趋势,甲烷在更短的距离内燃烧完全且燃烧室温度趋于均匀。     

无人机电磁弹射器的综合制动方法

利用直线电机实现无人机在短距离内可控地加速起飞已是固定翼无人机弹射起飞一种新的发展方向。为了使飞机分离后弹射台能在较短距离里完成制动,提出了直线电机弹射轨道末段定子实铁心涡流制动、运用Halbach永磁体阵列的涡流制动和橡胶阻尼制动等三种方式的综合方案,并分别对它们进行了分析计算。当弹射台的速度大于10m/s时,定子实铁心产生的涡流制动效果明显,当弹射台的速度低于3m/s时,定子实铁心涡流制动产生的制动力将迅速下降。Halbach永磁体阵列的涡流制动方式在飞机分离点开始实施,可以增加30%以上的制动效果。通过模型分析和碰撞试验,橡胶阻尼制动作为最后一级制动方式,能够有效吸收能量,实现在较短距离里的制动。     

基于低速平台的随队支援干扰系统随队干扰能力分析

为了给受训对象提供电磁信号环境,在随队干扰信号从雷达天线主波束进入的限定条件下,设计了使用低速平台搭载干扰系统伴随高速战机实施随队干扰的编队方式,并仿真分析了对不同主瓣宽度雷达的随队干扰过程。结果表明,当平台速度明显低于突击飞机飞行速度时,存在最佳的初始进入距离以实现最大局部随队干扰过程。     

不同射流状态下射流气体与高超声速主流相互作用影响

为研究不同射流状态对高超声速飞行器气动加热的影响,对高超声速来流条件下方孔和圆孔横向射流模型进行数值模拟,讨论射流压强、射流速度及射流方向对主流流场的影响,得到了不同射流状态下流场结构、壁面温度热流分布及壁面中心线温度热流变化。结果表明:射流在一定程度上能缓解壁面气动加热情况,壁面引射效果更好,壁面引射速度1 m·s~(-1)时壁面热流降低接近三分之二。在高速(Ma1)射流情况下,适当增大压强和速度,均会使得射流下游的冷却效果加强;在中低速(Ma0.6)射流情况下,射流基本上不改变主流流场而在边界层内流动,流速越大,冷却范围越大,冷却效果也相对较好。射流方向与主流方向夹角为锐角时,利于射流孔下游降温;夹角为钝角时,利于射流孔上游降温。     

航空发动机在超声速引射系统中的应用分析

航空发动机可以对空气增压,并且增加气流温度,理论上存在应用于超声速引射系统的可能。分析了气源对引射器性能的影响以及引气对航空发动机的影响,介绍了3种航空发动机在超声速引射系统中可能的布局方案。针对某领域内的排气参数要求,分别对3种布局方案进行了计算分析。计算结果表明,当上游气体压强为0.044×10⁵ Pa和0.029 3×10⁵ Pa时,通过合理选择发动机的布局以及工作参数,发动机可以直接将上游气体排出或者作为驱动气源应用于超声速引射系统。     

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。     

舰炮测量距离方向法对海射击改进及误差分析

针对新型舰艇只装备一座主炮无法进行集火射击,原有的测量距离方向偏差对海射击的方法已不再适用,对原有的观测射击方法进行了改进,分别记录每发弹出炮口时刻预测的目标位置,利用其平均值进行代替原齐射弹丸出炮口时刻的目标预测位置。分析结果表明,该方法达到了原观测距离方向法的齐射的射击修正效果。     

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。     

Hill 方程在远距离拦截中的应用

提出了一种通过坐标系移动,化原系中的大相对距离为新系中的小相对距离,以减小Ｈｉｌｌ方程在大相对距离时的模型误差的方法,即当拦截器的相对距离达到某一精度许可的值ρ＿１时（定义ρ＿１为精度控制参数,例如可取ρ＿１＝５００ｋｍ）,以拦截器位置为原点,建立一假想的动参考系,将拦截器在原动系中的相对运动参数转换为新系中的相对运动参数（显然在新系中的初始相对距离）,从而化大相对距离为小相对距离问题,提高Ｈｉｌｌ方程的描述精度。本文给出了方法的理论分析及两个计算机仿真实例,该法确可有效地减小Ｈｉｌｌ方程在大相对距离时的模型误差,结果是令人满意的。     

狭长受限空间油气爆炸实验研究

为研究狭长受限空间中油气爆炸超压和火焰传播规律,搭建了狭长受限空间油气爆炸实验系统,并在狭长受限密闭管道中进行了油气爆炸实验。通过采集爆炸超压值、火焰强度值以及对燃烧产物成分进行分析,得到以下结论:距离点火端越远,最大爆炸超压值越大,但由于管壁的耗散效应以及油气体积分数的减小,导致靠近管道末端的压力有所下降;随着初始油气体积分数的增大,最大爆炸超压值和火焰传播速度先增大再减小;管道末端发生二次爆炸,在前驱冲击波过后,由于未燃气体压缩以及一次爆炸产物活性高等原因压力出现第2个峰值;在前驱冲击波的反射波以及水的不断冷凝、蒸发作用下,压力出现往复振荡现象;高油气体积分数下,燃烧反应不完全,产物更多以低碳烃类和CO为主。