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在N-S方程基础上,考虑网格移动,建立了适用于固体火箭发动机内流场的湍流控制方程组,并对带装药裂纹的固体的火箭发动机内流场进行了数值模拟,分析了推进剂中裂纹深度,宽度、位置、角度等多种因素对发动机内流场的影响,计算结果表明:(1)裂纹出口处流速高,大于主通道流速,在裂纹出口附近存在回流区;(2)当裂纹紧靠发动机前封头时,裂纹出口附近回流强度减弱,裂纹对发动机内的流动影响较小;(3)当裂纹深度与裂纹宽度比大于240时,裂纹内压强急剧升高,对发动机装药结构完整性具有重要影响。 相似文献
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为解决含Al推进剂固体火箭发动机内流场两相流动的数值模拟问题,采用将颗粒相视为连续介质和离散颗粒相结合的综合方法,建立起气相与颗粒相的双向耦合混合模型。针对颗粒类型与粒径尺寸的不同,采用拉格朗日法描述大粒径颗粒,平衡欧拉法描述小粒径颗粒,克服了现有模型难以全面考虑颗粒尺寸效应而使模拟精度下降的困难,通过算例验证了该混合模型的有效性和准确性。针对含Al推进剂固体火箭发动机内流场湍流气粒两相流动进行了数值模拟,分析了不同粒径尺寸颗粒的分布及其对发动机内流场和结构性能的影响情况。结果表明,大颗粒粒径在跨喷管段变化明显,平均减小30%。粒径40μm以上的颗粒易破碎,且燃烧效率进入平台区,较10μm颗粒下降50%以上,其Al含量均大于60%。 相似文献
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为研究后向台阶结构引起的涡脱落对固体火箭发动机内流动稳定性的影响,采用大涡模拟技术,对模型发动机内的流动进行了数值模拟,获取了发动机燃烧室内压强随时间的变化曲线及其振荡频率,并和已有的计算结果及实验结果进行了对比分析。结果表明采用LES方法的计算结果明显优于采用k-ε湍流模型的计算结果;不考虑燃烧时模型发动机内由涡脱落引起的压强振荡的振幅较小,但频率较高,且随来流速度的增加而增大;在后向台阶这种结构中,涡一般会在台阶的边沿形成,并在其下游周期性地脱落;在保证y^+较小的情况下,网格大小对计算结果的影响不明显。 相似文献
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采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟,详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场,并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明,在相同的网格条件下,标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好,且满足工程计算精度。随着网格数的增加,大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。 相似文献
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导弹助推器分离过程数值模拟研究 总被引:2,自引:1,他引:1
应用了结构网格中的Chimera重叠网格技术和Favre平均三维N-S方程以获得流场解.采用k-ε湍流模型模拟气体的湍流粘性影响,计算中分别考虑空气和两种火箭发动机喷流等三种不同流动介质,采用时间相关边界模拟发动机拖尾段的非定常流动,最终求解带约束的六自由度弹道方程模拟了导弹助推器的分离脱落过程.并对发动机喷流对助推器分离的影响开展研究.所做工作可对于精确确定火箭助推器分离轨迹及姿态提供方法参考. 相似文献
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子午扩张对涡轮内旋涡结构影响的数值模拟 总被引:6,自引:0,他引:6
求解了某型航空发动机的低压涡轮导向器内流场。采用的数值方法为具有 TVD性质的三阶精度GODU NOV格式,湍流模型为 B-L代数模型及 MML模型的混合修正模型。该涡轮导向器的一个显著特点是由于结构上的要求,静叶前子午流道在上端壁具有较大的扩张角。通过数值模拟及流场内涡系结构和损失的分析表明,由于子午扩张造成端壁附面层增厚并在静叶前形成较大的分离区。该分离区的存在不但使静叶前损失急剧增加而且使上端壁马蹄涡和通道涡尺度加大,强度增强,引起流道内损失增加。 相似文献
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基于大涡模拟分析气膜冷却的湍流场 总被引:2,自引:0,他引:2
用大涡模拟考察了单孔平板气膜冷却的湍流场,气膜孔沿流向倾斜30°,气膜出流的雷诺数为2600,吹风比为0.5.计算结果表明:①气膜孔内的流动分离增加了湍流动能,导致气膜冷却效率的降低,在设计中要尽量避免或减少流动分离;②与射流侧向扩展有关的涡黏性系数在气膜孔两侧存在峰值,而采用各向同性的湍流模型预测气膜冷却时,涡黏性系数的峰值出现在射流与主流的剪切区,因此会高估射流的垂直穿透而低估射流的侧向扩展;③可以用大涡模拟辅助建立各向异性的湍流模型,以便提高湍流模型的预测精度. 相似文献
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一种滤波SST方法在翼型深失速模拟中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
为了提高原始剪切应力输运(SST)湍流模型对于分离流动的求解精度,将大涡模拟(LES)中的滤波因子和SST方程相结合构造出一种滤波SST方法,利用湍流尺度对流场求解区域进行划分,近壁面附近的稳态流动由湍流模型控制,远壁面采用LES方法进行模拟。与传统混合RANS/LES方法相比,该方法的特点是:滤波因子的选取不再依赖于网格尺度,可以有效地降低网格诱导分离现象发生的概率。采用该方法对NACA0021翼型深失速特性进行了仿真研究,对比了非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法和SST-DES方法,从仿真结果可以看出滤波SST方法有效地激活了分离区域的脉动,充分展现了分离的三维特性;同时算例求解结果证明该方法的精度高于URANS方法,与试验结果吻合较好,显示其具有一定的工程应用价值。 相似文献
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旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。 相似文献
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采用k-ε(RNG)与LES湍流模型在来流与建筑物迎风侧呈不同角度的情形下,模拟了位于立方体建筑物顶部污染源所排放污染物的流动和扩散规律,并与相应的风洞试验结果进行了比较。流场分析结果表明:数值模拟能够较好地模拟建筑物顶部回流、背风侧空腔区以及再附着点等。浓度场分析结果表明:来流与建筑物成45°时,建筑物顶部回流区与背风侧空腔区的数值模拟结果略低于风洞试验结果;来流与建筑物成90°时,建筑物顶部回流区数值模拟结果略高于风洞试验结果,而背风侧空腔区的数值模拟结果与风洞试验结果基本一致。综合分析表明:建筑物周围的流场影响浓度场的分布,LES、k-ε(RNG)模型都能够较好地模拟建筑物周围的流动和扩散规律,两种模型相比,LES模型与风洞试验吻合得更好。总之,风洞试验和数值模拟相结合能较好地研究建筑物对流动和扩散的影响。 相似文献
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在国家数值风洞(NNW)工程项目的指导下,空间人工神经网络(SANN)模型被用于强可压缩湍流大涡模拟(LES)研究,其中流场的湍流马赫数分别为0.6、0.8、1.0。基于湍流的多尺度空间结构特性和人工神经网络方法发展的高精度空间神经网络(SANN)模型适用于不可压缩湍流和弱可压缩湍流。对于强可压缩湍流,流场中会出现激波结构,给大涡模拟带来了挑战。本文的研究结果表明:SANN模型适用于强可压缩湍流的大涡模拟。在先验分析中,SANN模型预测的亚格子应力和亚格子热流的相关系数超过0.995,远远高于梯度模型和近似反卷积模型等传统模型;传统模型的相对误差大于30%,而SANN模型在这方面有很大的改进,相对误差低于11%。在后验分析中,与隐式大涡模拟(ILES)、动态Smagorinsky模型(DSM)、动态混合模型(DMM)相比,SANN模型能更精确地预测能谱、各类湍流统计特性以及瞬态流动结构。因此,基于湍流多尺度空间结构特性的人工神经网络模型加深了人们对强可压缩湍流亚格子建模的认识,同时可以服务于NNW工程的流体力学模型构造。 相似文献