直射式喷嘴垂直跨流喷射的雾化特性试验研究

应用Ｍａｌｖｅｒｎ激光粒子分析仪在气流速度５０－１５０ｍ／ｓ，供油压力１．０７８６－４．１１８８ＭＰａ，喷嘴孔径０．５－０．９ｍｍ，喷嘴下流距离６０－２５０ｍｍ参范围内试验研究了直射式喷嘴垂直跨流喷射的雾化特性沿径向位置、射流穿透深度与最大浓度线的变化，双喷嘴的雾化特性以及稳定器对雾化特性的影响。     

内混音速空气雾化重油喷嘴的试验研究

在横向气流中直射喷嘴雾化研究及超音速气流中喷嘴雾化研究的基础上,针对工业窑炉中烧嘴以重油(通常为油渣)工作的问题,设计和试验研究了内混音速气流两次空气雾化重油喷嘴,从原理上解决了喷嘴雾化细度(燃烧完全)和火焰长度(刚性)之间的矛盾。文中得出合理选择这种喷嘴的结构形式、几何尺寸以及混合腔压力,同时得出很好的雾化细度以及要求的火焰长度。结果表明,混合腔压力与供气压力之比应在0.60～0.70之间,所需压缩空气的压力为0.4MPa,所设计的喷嘴已投入使用。     

空气雾化喷咀的雾化研究

本文对空气雾化喷嘴的喷雾特性(即雾化细度及雾化尺寸分布指数)进行了试验研究。研究的喷嘴包括三种主喷口面积;三种供液槽道面积;二种副油路旋流器的扭角。研究参数包括,气/液比r、空气流速、轴向距离和主、副油路同时打开时的相互作用。 试验表明:液雾质量中间直径(MMD)与[1 (r)~(-1)]~(0.5)以及V_a~(-0.8)成正比例。在同样空气流速下雾化尺寸分布指数n随气/液比的增大而增大;在同样气/液比下,随空气流速增大而降低。主副油路同时工作时的相互影响将改善空气雾化喷嘴的雾化细度,同时也引起雾化尺寸分布指数的减小。对所试验的喷嘴,完成雾化的距离大致在30mm;雾化尺寸分布指数随轴向距离而增大。 本试验的结果为空气雾化喷嘴的设计和发展提供了非常有用的试验依据。     

加热空气流中液雾尺寸的测量及液雾蒸发的实验研究

在运用激光散射测雾技术对加热气流中的蒸发液雾进行尺寸测量时,由于激光光路上温度及液雾蒸汽形成的浓度梯度,激光被折射而偏转,测量结果受到严重影响。本文作者研究了马尔文(Malvern)测雾仪的特点及液雾尺寸分布的数学特性,用截断法初步解决了这个问题。本文应用这一技术,对装有直射式喷嘴的直筒式蒸发管出口处液雾特性进行了实验研究。蒸发管进口气流温度为283～533K,压力为1atm。结果表明:蒸发管出口处液雾索太尔平均直径SMD和R-R尺寸分布指数N随气流速度增大而均减小,随气流温度提高而均增大。保持气流温度、速度不变,提高蒸发管气液比,SMD和N也均增大。     

气泡雾化喷嘴水平喷射的雾化特性研究

研究了水平喷射、端面注气方式的气泡雾化喷嘴结构及工作参数对雾化及流场特性的影响.试验全部在常温常压下进行,液体采用水,雾化气为压缩空气.用2D PDA测量了液雾的平均直径尺寸分布和速度分布.液体喷射压力变化范围200~600 kPa,气液比变化范围4%~10%左右.试验研究了端面注气方式下,注气孔孔径及数目、混合管长度、液体流动状态及工作参数对雾化特性的影响.结果表明,水平喷射的气泡喷嘴,注气孔的尺寸及数目均对雾化特性产生影响;混合段存在一最佳值范围,在此范围内,喷嘴可获得高的雾化质量;液体旋转流动对雾化特性无显著影响,但可影响两相流动中气泡的分布.     

超声速横向气流中燃料雾化的数值模拟

对超声速横向气流中燃料雾化过程采用欧拉-拉格朗日方法进行了数值模拟,气相场用欧拉法计算,液相场采用拉格朗日粒子跟踪方法计算,通过方程源项考虑液相对气相的影响.在液相的拉格朗日计算中采用改进的混合雾化模型来研究雾化过程.针对超声速横向气流中雾化的特点,结合雾化机理和实验测量结果,对原有的混合雾化模型进行了改进,并将改进后的计算结果与TAB(Taylor Analogy Breakup)模型和Reitz波模型的计算结果进行了对比.结果表明:改进的混合雾化模型的计算结果与实验测量值符合较好,更适合用于超声速横向气流中燃料雾化的数值模拟.     

喷咀雾化液滴尺寸分布的研究

本文试验研究了喷嘴压力降、空气流速、燃油性质对液雾尺寸分布(以罗辛—拉姆勒分布中的尺寸分布参数N为代表)的影响。结果表明,液雾的质量中间直径(MMD)和尺寸分布参数N将随着喷嘴压力降、空气流速、燃油性质而变化;液雾尺寸分布参数N随平均直径的降低而降低。根据大量的试验数据和严格的数学推导得出,液雾质量中间直径与索太尔平均直径之比(MMD/SMD)并不是常数,而是随着液雾尺寸分布参数N而单调地变化。比值MMD/SMD可以用来描述不同液雾尺寸分布的均匀性。     

压力对离心式喷注器雾化特性影响的试验研究

针对不同入口压力对喷注器雾化特性的影响的问题,对某一双组元姿控推力器的离心式喷注器进行大气环境下不同入口压力的雾化试验.高速摄影试验对喷注器雾化形成过程进行了拍照与分析,PDA试验对喷注器稳态工作时的雾化特性进行了测量与分析,并对试验结果进行了拟合计算.试验结果表明该喷注器有良好的雾化性能,入口压力的增加使得喷雾场可以更加快速的形成和稳定,雾化锥角变大,雾化质量更好,但是变化趋势随压力增大而减缓;计算得到的关系式可预测该喷注器不同工况下液滴的索太尔平均直径,对喷注器优化设计有一定的指导意义.     

比冲就是喷流速度

《中国大百科全书·航空航天卷》给比冲下的定义是 :“火箭发动机单位重量(力 )推进剂产生的冲量 ,或单位重量(力 )流量的推进剂产生的推力 ,又称比推力。比冲 Is=F/ W(s) ,式中 F 为推力(N) ,W为重量 (力 )流量 (N/ s)。也有使用质量流量的 ,则比冲的单位为 m/ s或N· s/ kg。”同书给出的齐奥尔科夫斯基公式为 :v =w lnm0mk式中　 v为速度增量 ,w为喷流相对火箭的速度 ,m0 和 mk分别为发动机工作开始时和结束时的火箭质量。在航天器设计中经常用到的、根据速度增量需求估算推进剂携带量的公式为 :Mp =M0 1- eΔVw式中　Mp、M0 分别…     

双组元离心式喷注器雾化性能的大涡模拟数值研究

基于气液两相体积混合分数建立某型双组元离心式喷注器内部流场及雾化场的数学模型,并采用大涡模拟(LES)方法对其雾化性能进行研究.计算结果表明,喷注器外路喷射速度低于内路喷射速度,内外两路同时喷射时,两路相互影响,雾化锥角增加;随着喷注器出口直段长度的增加,内外路喷射速度和流量系数均呈单调下降趋势;随着喷注压降的增加,喷注器流量系数和出口喷射速度随之增加,而雾化粒度不断降低,雾化锥角不断增大.     

富氢/富氧燃气同轴直流喷嘴燃烧过程数值模拟

为研究全流量补燃FFSC(Full Flow Staged Combustion)循环发动机气-气喷注器性能,以气氢/气氧(GH2/GO2)预燃室提供的758K富氢燃气和676K富氧燃气为推进剂对同轴直流喷嘴燃烧流场进行了数值模拟.考察了相同燃烧室结构、流量、入口燃气温度条件下,富氧燃气压降、富氢燃气和富氧燃气的速度比、氧喷嘴厚度和氧喷嘴缩进变化对燃烧性能的影响,获得了4个参数的影响规律.数值模拟结果对燃气气-气喷注器结构设计有参考价值.     

铁木辛柯梁的升阶谱元素及其在固有振动问题中的应用

本文给出一种剪切梁元素的刚度矩阵和质量矩阵的直接表达式。这种元素是从剪切梁以横向挠度w和转角Ψ为自变函数而列出的变分原理导出的。挠度展开为梁坐标的(N-1)次多项式,而转角展成(M-1)次多项式,即给出(M N)个自由度的梁元素。其中四个自由度取为元素两端处挠度与转角,其余(M N-4)个自由度为内参数。增减M与N数即可组成一族升阶谱元素。本文元素是协调元素。升阶谱元素可按需要而任意增加自由度数,每增加一个自由度,矩阵仅需增加一行一列,其余元素不变。这就为程序编制工作带来方便。     

气路闭环横向互联空气悬架车身高度调节

为进一步改善空气悬架动力性与能耗经济性,结合互联空气悬架系统与高低压罐气路闭环车身高度调节系统的优点,提出气路闭环横向互联空气悬架系统.针对传统空气悬架车身高度控制策略应用于互联悬架存在的移植性缺陷,构建专门适用于横向互联空气悬架的车身高度比例积分微分-脉冲宽度调制(PID-PWM)控制策略,基于MATLAB/Simulink建立整车数学模型并进行仿真分析.仿真结果表明该控制策略响应迅速,且避免了超调现象,解决了传统空气悬架车身高度控制策略应用于横向互联悬架的移植性缺陷等问题.搭建试验台架,进行车身高度调节试验并对储气罐不同初始气压下充放气时间及控制误差进行研究.试验结果表明,提出的控制策略能准确地实现气路闭环横向互联空气悬架系统车身高度的切换,验证了所建模型的正确性以及控制策略的有效性,储气罐不同初始气压对车身高度调节性能的影响研究为车身高度调节的参数选择提供了依据.      

卫星高压气瓶的超高速撞击试验

微流星体及空间碎片超高速撞击对在轨航天器构成了严重威胁,星上压力容器受空间碎片撞击后所产生的威胁是十分严重的,可能导致航天器发生灾难性失效,过早结束其使命。文章通过星上常用气瓶的超高速撞击试验,获取了不同弹丸撞击参数下气瓶器壁的通孔孔径,得到了在弹丸撞击速度为(6.5±0.3)km/s、无防护情况下气瓶器壁的弹道极限,并分析了导致充压气瓶灾难性失效的弹丸直径范围;通过对试验数据拟合,初步建立了弹丸正撞击速度为(6.5±0.3)km/s、无防护情况下气瓶器壁的通孔孔径预测公式,为航天器遭遇空间碎片撞击的风险评估及防护措施制定提供依据。     

G3风洞跨音速试验段流场M数和边界层特性测量

测定一个下吹、暂冲式三音速风洞的跨音速试验段流场M数分布和侧壁边界层特性。该试验段上下壁面开槽,截面尺寸为535×375mm。测定的试验M数范围为0.2～1.15。M=1.0时每米Re数为10×10~6。取国内规定的流场不均匀度ε_M作标准,所测各点未出现|ΔM_(max)|≥2ε_M情况。侧壁边界层的平均速度、湍流度和湍流应力分布的规律性良好,表明侧壁面可用作边界层实验。所测得的湍流度分布结果可作为今后制订跨音速风洞湍流度指标参考。     

基于球堆叠的月壤蓄热器传热特性数值研究

月壤蓄热是月球原位资源利用的一种重要方式，也是解决未来月球基地能源需求的最具潜力的途径之一。针对月壤蓄热过程，建立了基于球形堆叠的月壤蓄热器多孔介质蓄热模型。蓄热器的壳体采用登月舱下降级的燃料罐，流体传热介质采用氦气。通过数值模拟的方法研究了不同流动压降下月壤蓄热球堆叠方式、球直径对蓄热器传热过程的影响规律和机理，并分析了蓄热动态过程。研究结果表明，月壤蓄热球在简单立方体均匀堆叠（SC）和面中心立方体均匀堆叠(FCC)两种方式下，SC堆叠方式的综合蓄热指数比FCC模式可提高302%；同时还发现月壤蓄热球的直径存在最优值，可使得蓄热器在单位泵功下获得最大的蓄热量，并且该最佳值随着流体进出口压差增加而减小。该研究可为未来月壤蓄热器的设计和优化提供理论指导。     

电离层电场对环电流变化响应的时延

本文讨论了强磁暴期间磁层环电流能量变化率与电离层电场变化之间的联系.STARE和SABRE雷达资料表明,电离层对环电流变化响应的主要特点是:(1)在磁地方时午后区,响应的时延达最大(约1—2小时),场强以指数形式增加;在其它时区内,无系统的增强过程,仅观测到较大的、有明显涨落的电场值.(2)STARE(70.2°N)和SABRE(65.8°N)测到的电场变化往往具有相反的趋势.(3)在STARE视场内,环电流能量变化达极大后,较低纬(70.2°N)上的电场值经常大于较高纬(71.8°N)上的值.分析结果表明,磁暴期间磁层-电离层耦合过程中,环电流起着重要作用.      

半球谐振子镀膜残余应力对品质因数影响特性分析

针对半球谐振子表面金属薄膜残余应力分布情况,对半球谐振子Q值的影响特性进行仿真。根据仿真结果,采用多自由度磁控溅射及基底均匀加热的方法进行薄膜沉积工艺试验。控制多自由度旋转机构自传、公转、摆动参数分别为7(r/min)、12(r/min)、15(°)/s,基体均匀加热至120℃,溅射时间26min后得到100nm左右的膜层厚度。在真空状态下对半球谐振子镀膜后品质因数进行检测,结果表明可有效控制镀膜后Q值衰减不大于30%。     

湿滑跑道飞机着陆轮胎-水膜-道面相互作用

基于飞机在湿滑跑道着陆时轮胎-水膜-道面相互作用流体力学平衡,得到道面积水水膜厚度、飞机行驶速度和轮胎花纹沟槽深度为动水压强的主要影响因素。以波音737-800的主轮胎为主要研究对象,建立轮胎-水膜-道面相互作用三维模型,基于Fluent软件建立三者相互作用有限元分析模型,采用流体体积函数(VOF)法获得轮胎迎水面水流分布情况和平均动水压强,利用上述有限元模型对动水压强影响因素进行规律性分析,得出动水压强的显著影响因素为道面积水水膜厚度和飞机行驶速度,动水压强与水膜厚度及行驶速度呈正相关,水膜厚度大于3 mm时水膜产生的动水压强增长较快,等于12 mm时动水压强达到并超过胎压(1.47 MPa),存在滑水风险。行驶速度小于100 km/h时,动水压强值小于胎压,不存在滑水风险。基于上述分析结果建立动水压强与水膜厚度、行驶速度和轮胎花纹沟槽深度之间的相关关系式,考虑着陆升力的影响,获得不同降雨条件下波音737-800临界滑水速度及着陆距离延长值,为飞机着陆安全行驶提供重要理论依据。