超声速地空导弹热环境风洞模拟研究

根据国内风洞的情况,比较了超声速地空导弹的飞行条件与风洞模拟能力的差距,分析了热环境风洞实验中应采用的相似准则,以及实验数据的处理方法。     

分解炉内煤粉燃烧和CaCO3分解流场的数值模拟

针对国内某大型水泥高性能分解炉,基于Fluent软件,采用有限速率/涡耗散模型模拟了炉内煤粉燃烧和生料分解的湍动多相流场,给出了炉内速度矢量、温度、压力和组分分布,结果显示,炉内流动趋势合理,可为分解炉的研究提供参考.     

二维超声速混合层的大涡模拟

对二维超声速混合层流动进行大涡模拟。采用五阶精度的WENO格式求解大尺度涡的控制方程,小尺度涡的作用采用Smagorinsky亚格子模型进行模拟。模拟结果再现了二维超声速混合层拟序结构,计算得到了涡组对、合并等现象。通过对流场不同位置压力振荡历程的频谱分析,对超声速混合层中的谐波变化规律作了初步探讨。计算得到的速度剖面的时均统计结果与实验结果相比,吻合程度较好。     

超声速静风洞设计和流场校侧

论述了静风洞概念并设计和建立了一座小型静风洞SQWT-120。SQWT-120的设计马赫数为4.0,喷管出口直径为120mm,Re=0.46~1.78×107,运行时间为6~60s。测量结果表明,喷管出口马赫数为3.8,在x从160~438mm一段轴向距离内,ΔM/-M≯±1.2%。在P0=0.4MPa,喷管出口6cm处,静压脉动值不超出0.1%,风洞工作时间15s,具备静风洞试验能力。     

棱纹面与洛仑兹力对湍流边界层特性影响的比较

用氢气泡技术对棱纹面平板以及施加行波式洛仑兹力的平板水边界层开展流动显示实验研究,探讨棱纹面与行波式洛仑兹力影响湍流边界层相干结构的作用机理.实验结果表明,棱纹面与洛仑兹力促进了边界层由层流向湍流的转捩;而对于湍流边界层,在一定的无量纲参数范围内棱纹面与行波式洛仑兹力都能实现边界层的局部减阻,相应地湍流边界层粘性底层低速条带平均间距有所增加.     

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。     

航天飞行器中的湍流问题

航天飞行器外部绕流与发动机内流均涉及湍流问题,湍流已成为现代飞行器设计中的重要元素之一。对边界层和混合层等模型问题的研究给出了湍流的一些机理认识,这些认识可指导飞行器中的湍流应用。     

测量火焰中氢氧基分布的激光诱导荧光技术

使用平面激光诱导荧光(PLIF)技术测量了不同火焰的氢氧基分布图像,简述了测量原理,讨论了影响测量结果的主要因素,并将测量结果与自发辐射测量结果进行了比较。对PLIF技术在燃烧过程研究中的应用进行了尝试,证明该技术是燃烧分析的有力工具。     

高能硝胺推进剂的压强指数分析

从高能硝胺推进剂配方组成入手 ,深入研究了各组分参数的变化对该推进剂燃烧性能的影响 ,认为 :高硝胺 ( HMX或 RDX)含量和高硝酸酯增塑剂含量是高能硝胺推进剂 ( NEPE)高压强指数的根本原因。同时指出该类推进剂的燃烧性能的调节将不再仅仅局限于硝胺的催化 ,而应针对硝胺和硝酸酯及 AP的特殊作用进行综合调节     

建筑物火灾发展的数学模型

本文在阐述建筑物有焰燃烧动力学的基础上,描述了建筑物火灾发展的数学模型,得出了建立数学模型的基本方法。该数学模型可适用于预测各种用途建筑物火灾有焰燃烧的动力状态。