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NND格式在多维理想磁流体方程组中的应用 总被引:3,自引:0,他引:3
采用修正的四步Runge-Kutta方法求解三维一般曲线坐标系下的理想磁流体方程组,为克服数值振荡,加特征型NND格式进行后处理.特征型NND格式推广到求解三维磁流体(MHD)问题需要知道雅可比通量的左右特征矩阵,在具体计算时需要克服矩阵的奇性.本文用三维程序采用推广的特征NND格式计算了一维MHD激波管和二维(MHD)喷管流动,计算结果表明,特征NND格式保持了TVD格式高精度的优点,又具有计算简单的特点,在包括强弱间断等复杂波系的定常和非定常MHD流场数值模拟中是成功的. 相似文献
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补偿垫是自由装填式固体火箭发动机(SRM)中的一个重要部件。基于X射线实时荧屏分析系统(RTR),对战术导弹固体火箭发动机内补偿垫在点火冲击作用下的动态运动过程进行了实时监测,利用MATLAB软件对截取的连续图像进行了增强、滤波处理,并提取边界,获得补偿垫压缩及反弹过程。结果表明,补偿垫最大压缩量达到42.2%,平均压缩速率为514.9 mm/s,平均反弹速率为44.4 mm/s;压缩量在37.0%~42.2%之间存在一个临界值,大于临界值时,补偿垫弹性模量急剧升高。研究结果可为药柱及包覆层的力学性能设计提供参考。 相似文献
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针对重复使用火箭垂直着陆过程的喷流流场问题开展研究,利用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics, CFD)方法研究了壁面效应和发动机布局对超声速喷流的影响。研究表明,着陆距离(L)在2.24D~11.2D(D为喷管出口的直径)的范围内,地面效应对喷管出口中心处的温度分布影响较小;在当前计算条件下,当L<2.24D时,超声速喷流撞击地面会形成强烈的激波,随着离地高度的降低,该激波位置往喉部方向移动,由于壁面效应,喷管内部形成斜激波,导致中心喷管壁面处的温度升高;中心喷管相对外侧喷管往外突出增大了壁面流动速度,导致外侧喷管出口的温度降低;研究还表明子级火箭底部端面的喷管数量增加后,会导致喷管的温度升高。研究结果将为火箭发射及回收方案选取提供参考。 相似文献
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本文介绍了进排气调压系统测控改造的总体结构、通信网络、软件设计和系统功能。该系统以GE90—70的可编程控制器(PLC)为基础,将Ethernet和现场总线Genius相结合进行数据通信,采用下位机编程软件Cimplieity Machine Edition、上位机组态软件Cimplicity HMI编制设计软件系统,使整个系统具有较好的可靠性和可扩展性。能实现进排气压力调节的工况显示和过程控制。实际运行表明,该系统结构先进,控制可靠,配置灵活,可进一步提高高空台试验效率,降低试验风险。 相似文献
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低速液体射流在高速湍流气体作用下的气液同轴射流雾化流场是瞬态密集型喷雾场,高速湍流中影响和控制雾化的因素很多。针对空气雾化流场液核分布与特征进行分析,开发了模拟液核的随机浸入体模型,结合大涡模拟方法对同轴射流空气雾化喷嘴下游流场进行数值模拟。模拟结果与实验结果对比表明:随机浸入体模型可快速捕捉液核的长度和位置信息。当气液动量比M为3~10000时,能够较准确地预测液核长度,当M>10时,其预测结果远优于唯象模型;该模型能够捕捉回流区、大尺度涡等流场结构。同时,可以准确地预测喷嘴附近的液滴粒径,特别是在气流速度较大(>60m/s)时,液滴平均直径预测误差<10%。 相似文献
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为获得喷油杆通断循环供油工作模式下,供油瞬间燃油结焦速率陡增机理,本文建立起沿喷杆轴向的一维非稳态热-流-固耦合换热与燃油结焦计算模型。获得不同时刻壁温、油温与结焦速率等参数轴向分布。通过与连续供油模式下的结果进行对比,来分析供油瞬间灼热喷杆内壁对燃油热冲击的影响,以获得结焦速率陡增机理。结果表明通断供油模式下,供油瞬间会迅速形成一尖锐的油温和结焦前体浓度峰值,结焦固相表面反应被迅速激发,结焦速率陡增。在喷杆前端(x=100mm)与底部(x=260mm)附近各存在一结焦速率峰值区域。通断供油模式下,在x=100mm和x=260mm位置处,每个周期供油起始时刻结焦速率峰值分别在5000μg/cm2h和2000μg/cm2h左右,远大于连续供油下的值。但供油结束时刻,供油模式的影响大幅下降。此外通断供油下,供油瞬间热冲击对燃油结焦的影响沿喷杆轴向逐渐减小。减小喷杆供油流量,热冲击的影响有所下降,且随时间先升高后降低。提高进口油温,热冲击的影响显著减小,且随供油时间逐渐降低。 相似文献
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