基于FLUENT的固体火箭发动机点火瞬态内流场仿真影响因素分析

应用FLUENT流体计算软件,采用UDF接口编程进行二次开发,用侧壁加质的方法模拟燃烧室加质,对固体火箭发动机内流场进行了数值模拟.针对影响仿真结果的主要因素,即点火器简化方式、点火器出口参数的选取方式和点燃方式三个方面进行分析.结合试验数据,得出点火器采用多条环形缝结构和点火器出口参数采用实测曲线,同时,点燃方式为动...     

运用激光全息术和PDPA测量喷射燃料粒子场

为了获得发动机燃料喷射雾化特性,运用PDPA和激光全息术对喷嘴的燃料雾化粒子场进行测量。简要介绍了两种测量方法的原理和应用条件,对两种方法的测量结果进行了对比,验证了激光全息术测量结果的精度。最后在风洞实验条件下进行了喷射燃料粒子场测量。     

可压缩混合层密度梯度场特性的实验研究

利用纹影技术研究了不同对流马赫数（Mc=0．28,0．38,0．72）可压缩混合层密度梯度场的特性。由纹影图像可以看出：具有可压缩效应（高M。数）的混合层存在不同程度的摆动。将纹影图像对比以后还发现：当Mc〈0．3时,在可压缩混合层中发现了类似于Brown—Roshko的结构,混合层看不出明显的摆动;随着可压缩效应的增强（对流马赫数Mc〉0．3）,混合层开始摆动,并且随着对流马赫数的增大,混合层开始摆动位置向前移动。此外,还观察到不同对流马赫数下大尺度结构出现的区域有不同的特点。     

直射式喷孔后方燃油浓度场计算及其分析

由于直射式喷油孔的结构简单、布置和调整方便,因此已被广泛地应用于冲压发动机的燃烧室中,而且喷孔后方的燃油浓度分布对火焰稳定及燃烧效率有很大影响,由此预知喷孔后方燃油浓度分布对喷孔布置、确定喷孔与稳定器的相对位置是十分重要的。根据试验结果,推导得到了直射式喷孔后方燃油浓度分布的计算公式,编制燃油浓度分布的计算程序,以分析直射式喷油孔后方的燃油浓度场分布。     

互击式气-气喷注器混合场影响因素流动显示

虽然针对互击式气-液喷注器开展了大量研究,但对互击式气-气喷注器的了解甚少。为了深入理解互击式气-气喷注器气气混合过程的特点,利用粒子图像测速(PIV)系统对其开展了流动显示实验研究。实验结果表明:对于O-F-O互击式气-气喷注器,气流撞击角度和氧/氢动量比直接影响着气流撞击作用的大小,控制着气流混合过程;对于喷孔间距保持一定时,撞击角越大,气流间的相互作用越强,气流混和效果越好;氧/氢动量比越大,气流间撞击力越强,混合距离越短,对中心气流的挤压作用越厉害,其流场分布三维特征越明显;可以通过组合高的氧压降、低的氢压降和大撞击角来设计混合效果较好的互击式气-气喷注器。     

场致发射电推力器发射尖端理论模型及机理

为了研究铟场致发射电推力器的发射过程及机理,对椭球顶喷流柱模型离子发射区流柱的形状及尺寸进行了数学描述并通过数值计算加以验证,结果表明,椭球顶喷流柱模型具有合理性,从Taylor理论出发,结合电磁场理论、流体力学理论以及场致发射理论,讨论了离子形成的机理,发现场蒸发是离子产生的重要原因。     

高斯混合概率假设密度算法对多目标的跟踪研究

为了规避数据关联的困难,本文深入研究了适宜多目标跟踪工程应用,线性高斯多目标模型假设下的高斯混合概率假设密度算法（GM—PHD）,详细给出了后验PHD高斯元素的均值、方差和权值的解析递推式,使用了修剪和合并方法控制高斯元素数目的指数增长。最后。给出了一系列仿真实验,验证了在检测不确定和高杂波环境下,即使对目标数量未知和...     

多旋流LPP影响燃烧特性的数值分析

对贫油经由双级旋流器在突扩燃烧室内的旋流扩散燃烧反应进行了CFD数值研究。通过改变一级旋流器和二级旋流器的空气流量分配,定量研究了旋流杯内油气的局部混合和蒸发对双旋流燃烧特性的影响。结果表明,合理的气量分配使旋流杯内的油气具有较明显的贫油部分预混合预蒸发LPP效应;使燃烧室头部区域具有LPP燃烧特性：头部燃烧区位置和结构合理,温场峰值低且比较均匀,产生较少的NO污染物。相关计算结果与试验结果相符合。     

复杂湍流流动的混合RANS/LES方法研究

混合RANS/LES方法是近年来复杂湍流模拟的重要方法。简要回顾了混合RANS/LES模拟方法的发展历程,着重总结和分析了分离涡混合模型、类Menter SST混合模型以及湍流能量谱一致混合方法三类混合模型的构造方法和发展历程,对这三种方法的应用以及优缺点进行了简要评述,最后指出了混合RANS/LES方法发展应该兼顾的问题,为下一步的混合RANS/LES模拟提供了参考。     

局部流动分离诱导结构振动问题的数值模拟

基于非结构网格技术和SST-DES模型,采用流体与结构紧耦合策略,对飞机机身突出物（如雷达罩）下游的蒙皮振动过程进行了数值模拟计算。在求解NS方程过程中,使用有限体积法,结合有限元法求解结构运动方程。在时间域内模拟了不同结构参数和飞机不同迎角下的飞机蒙皮的结构响应,建立了亚音速条件下壁面流固耦合分析方法。计算结果表明：机身突出物诱导出的分离涡的确可以激发下游壁面的振动,其壁面振动的幅度与结构本身参数密切相关,振动主要为发生在壁面的法向上,随着迎角增加,壁面的振动减弱。通过基本原理和算例可以看出,方法可以预测不同条件下壁面的动态响应过程,适用范围宽,可以用于壁面结构的设计。