气液两相管流流型识别理论研究进展

综述了气液两相流流型识别理论及方法的研究进展。首先探讨了流型划分问题,然后针对水平管路、垂直管路及摇摆管路介绍了两相流流型转换机理及转换的边界条件;对于流型的在线识别,介绍了基于波动理论、神经网络和图像处理的流型识别方法。最后提出了气液两相管流流型识别中亟待开展的理论研究方向。     

高超声速圆球绕流流场及其近尾尾迹流场电磁散射特性分析

采用分段线性电流密度递归卷积时域有限差分(PLJERC FDTD)方法计算高超声速导电金属球绕流流场及其近尾尾迹流场电磁散射特性,分析等离子体绕流流场RCS的频率特性、双站散射特性、极化特性及随飞行高度、飞行马赫数、入射角的变化关系.计算表明,前向散射方向是全方位散射中RCS取得最大值的方向;马赫数较大(本文Ma≥14)时,入射波频率增大、马赫数增大及飞行高度降低,绕流流场前向RCS增大.马赫数较小(本文Ma≤10)时,飞行马赫数、高度及入射角变化对绕流流场UHF、L、S波段后向RCS和双站RCS影响很小;在UHF、L波段,绕流流场及本体的后向RCS差距较小.马赫数较大时,大范围过密等离子体尾迹的形成使得电磁波垂直轴线入射时绕流流场增大了目标本体的后向RCS;在L、S波段,绕流流场后向RCS曲线可用一条直线逼近.     

超声速气液两相流液化升压装置研究

基于超声速气液两相流升压原理的水蒸气液化升压装置具有液化迅速、出口压力高的特点,但是两相流升压的物理过程十分复杂,目前分析模型中考虑的参数较少,对细节刻画不够全面.针对这一问题,文章建立了两相流分析模型,考虑了液滴与水蒸气的传热、传质过程,分析了冷却水温度、引射比、混合室收缩比、过冷度和速度滑移比对性能的影响;得到了激波前的压力、干度、空泡份额与引射比的关系,以及凝结激波前后的温度和压力与引射比的关系.计算结果表明:为提高系统性能.需要尽可能地提高液体的雾化程度,降低冷却水的温度,同时将引射比控制在6～8附近;如果设计合理,装置的升压系数可达3倍以上.     

进气道角度对含硼推进剂固冲发动机性能的影响

为了提高含硼推进剂固体火箭冲压发动机内硼颗粒的燃烧效率,采用颗粒轨道模型进行了补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,在该模型下研究了进气道的位置对非壅塞固体火箭冲压发动机燃烧效率的影响,并在此基础上进行直连式试验研究.结果表明,后进气道角度为60°时的燃烧效率比90°时高.     

攻角对双三角翼旋涡特性影响的数值模拟

采用数值方法研究了双三角翼上涡流运动随攻角的变化规律.计算取层流假设,研究了攻角在5°～30°,76°/40°后掠双三角翼绕流的流场结构随攻角的变化,并对双三角翼上涡破裂现象对流场结构及气动力性能的影响进行了分析.结果表明,双三角翼上的多涡结构存在强烈的相互影响,较大的攻角会导致涡破裂在翼面上发生,严重影响了双三角翼的气动力性能.     

Spalart-Allmaras湍流模型在高超声速气动加热计算中的应用

将AUSM+格式与LU SGS隐式迭代相结合,采用一方程的Spalart Allmaras湍流模型和二阶迎风MUSCL格式,研究了火星"探路者号"实验模型在10马赫来流条件下的气动热问题。采用量热完全和热完全两种气体模型的计算结果与实验数据进行了比较。热完全气体模型模拟的热流分布规律与实验吻合较好,但是对分离区的热流估计过高。在网格合理划分,尤其是满足近壁面的网格分辨率要求的前提下,该方法能够合理反映高超声速流场除分离区以外的气动热特性。     

姿控发动机脉冲工作的管路瞬变特性

采用有限差分格式的特征线方法 ,对某姿控推进系统发动机真实推进剂管路在脉冲工作情况下的瞬变特性进行了数值研究 ,对影响发动机多次脉冲启动的重要参数进行了定量计算 ,对比分析了试验结果与计算结果的一致性。说明该方法可方便地对包括许多管路、阀门和推力室的复杂系统进行动态性能分析 ,所得结果对于液体火箭发动机管路工程设计具有重要参考价值     

激波诱导惰性堆积粉尘运动的建模及数值模拟

基于空间平均的双流体模型 ,引入描述颗粒脉动速度的粒化温度 ,建立颗粒相的本构方程 ,将粒化温度模型推广到解决高速流动问题。采用AUSM+ 有限差分法 ,数值模拟激波在一定厚度的惰性粉尘床中传播及诱导粉尘颗粒运动的过程。结果表明 ,粒化温度模型较好地描述了这一过程 ,证实了此模型在处理稠密颗粒高速流动和流场存在强间断中的可行性     

球锥体高超声速绕流的俯仰阻尼导数的数值计算

采用Navier Stokes方程描述球锥体外形非定常振动流场 ,在Etkin理论下给出俯仰阻尼导数的计算公式。对定常流场的计算采用ADI形式的NND格式 ,对非定常流场的计算采用四步Runge Kutta方法 ,并引入变系数残值光顺技术加速收敛。将俯仰阻尼导数计算结果与实验及工程计算进行了比较 ,并数值研究了其随振动中心的变化规律。     

飞船再入舱三维化学非平衡流数值模拟

对飞船再入舱高超声速化学非平衡三维流场进行数值模拟。控制方程为含化学反应源项的全Ｎａｖｉｅｒ－ Ｓｔｏｋｅｓ 方程组, 化学模型为高温空气的七组元模型, 其组元成分为Ｎ２ 、Ｏ２、ＮＯ、Ｎ、Ｏ、ＮＯ＋ 、ｅ－ 。差分格式采用张涵信院士提出的ＮＮＤ激波捕捉格式并用全耦合方法处理流动方程及化学反应方程, 对化学反应源项采用全隐式处理, 运用时间预处理技术以加快收敛。同时, 也对完全气体模型进行计算, 以分析真实气体效应。与实验数据对比, 说明本文结果是可信的。