单液滴破碎空间尺寸分布特性的实验研究

为了研究液滴破碎后颗粒云空间尺寸分布的机理特性,通过试验方法并建立相应的均匀性指标数学模型,分析了不同We数对液滴破碎后颗粒群空间分布均匀性的影响。结果表明:(1)液滴袋状破碎后颗粒分布类似于袋形的蜂窝结构,并以类似爆破的形式向后方外围扩散分离。(2)多模式破碎后颗粒群为类似于"树"形结构的颗粒分布,前端有分布密集、粒径较小的聚集团,后方分布着大范围的颗粒群。(3)剪切破碎后颗粒群为类似"桶"形的颗粒分布,外围分布着大量颗粒,而内部分布较为复杂。(4)在We数为10~70时,颗粒群的离散率在整体上是呈现先升高后下降再升高的趋势。当We数为30和60时,两个方向上的离散率存在较大差异,而三种不同的破碎模式中,剪切破碎均匀性表现最好。     

横向热气流中单液滴剪切破碎特性研究

为了获得热气流中单液滴剪切破碎特性,采用高速摄像机对液滴变形、破碎过程进行了捕获。结果表明:液滴初始直径减小、气流温度增加,降低了液滴发生剪切破碎所需最小气动力;液滴破碎特征时间,随气动力增加呈线性递减变化趋势,且其值与变化梯度都随液滴初始直径增加而增大;液滴破碎区域面积、子液滴质量百分数随气动力增加呈先增加后减小的变化趋势,液滴初始直径增加,液滴破碎区域面积随之增加,而子液滴质量百分数则随之减小;剪切破碎锥角,随气动力增加呈线性减小的变化趋势;液滴破碎程度随液滴初始直径增加有明显改善;标准离差率数学模型可以用于子液滴群空间分布均匀性方面的研究。     

多机场协同决策进离场航班排序模型及算法研究

多机场终端区内的航线网络错综复杂,来往同一方向的航班会共用一个交接点,航班的起飞降落不仅要考虑各方向航空器的运行间隔和各受限单元容量的限制,还需着重考虑交接点的间隔限制.基于终端区多机场多元受限情况,建立了终端区多机场协同决策进离场航班排序模型,并设计了递归遗传算法.首先以各机场为单位采用遗传算法进行航班排序,得出各机场延误时间最小的排队序列,之后将各机场航班在交接点处进行聚类并排序,再将各交接点的排队序列反推回各机场,运用递归算法不断优化各机场的航班序列,在保证安全运行的基础上,最终得出各机场的航班排队序列.仿真结果表明,该算法优化效果显著,各机场的总延误时间减少了48.2％,可有效缓解多机场航班延误.     

基于自适应网格的超声速液体射流破碎过程研究

为研究超声速气流中液体横向射流的破碎过程,采用脉冲背景光方法和VOF方法开展了实验和数值研究。为提高液体横向射流中气液界面和气流场特征捕捉的精确性,采用自适应网格技术对于气液界面、激波出现位置进行网格细化,计算得到了较为精细的气液界面、激波特征及涡系结构。研究结果表明:在低成本仿真模拟条件下,利用自适应网格计算得到的射流轨迹和轮廓与实验吻合较好,射流轨迹的最大误差为10%;射流初始段在超声速气流条件下,仍然存在一段高度约为1.9倍喷孔直径且圆柱形态保持较好的连续光滑液柱。随着喷注压降的升高,液柱的长度逐渐增大;主流气体流经液柱发生三维绕流,在射流附近和近壁面区域形成不断演化的反转涡对,反转涡对的形成加速了液体射流一次破碎过程。     

隔舱式双脉冲发动机第Ⅱ脉冲点火过程数值仿真

基于计算流体力学和相关点火理论,对双脉冲发动机第Ⅱ脉冲点火瞬态过程的流场进行了数值分析,并进行了发动机第Ⅱ脉冲点火试车试验。结果表明：在隔板打开前,第Ⅱ脉冲燃烧室高压区的位置由燃烧室前端向隔板移动,压强沿燃烧室径向变化较小,沿轴向变化较大,燃烧室头部和尾部近壁面区域一直处于低温;6 ms时隔板打开,第Ⅱ脉冲燃烧室压强下降05 MPa,药柱内孔前后端压强差波动剧烈,药柱内孔前端温度场下降600 K,而其他区域温度变化较小。隔板打开后,沿隔板下游第Ⅰ脉冲燃烧室轴线形成带状高温区,第Ⅰ脉冲燃烧室头部和尾部依次出现压强峰值,第Ⅰ脉冲燃烧室压强在18 ms时达到稳定,而温度在25 ms时达到稳定。试验测得的第Ⅰ、Ⅱ脉冲燃烧室压强-时间曲线和仿真结果吻合较好,表明该仿真方法具有一定的准确性。     

高温高速气流总焓接触测试法对比分析

发动机尾焰、燃烧加热、电弧加热器等高温高速气流总焓测量存在较大误差,采用结构优化的质量吸入水冷焓探针,标定后的驻点热流和驻点压力探针(Fay-Riddell公式法)对高温高速气流总焓进行了对比测试。结果表明:焓值为2.5~5 MJ/kg时,焓探针的测试误差约为3.38%,采用Fay-Riddell公式法获得焓值的误差约为3%。焓探针与Fay-Riddell公式法平均偏差约为4.65%。在地面模拟试验时采用两种测焓方法确定测试精度,对减小高温高速气流测焓误差,提高试验模拟精度具有积极的作用。     

舰载直升机理论风限图飞行模拟获取方法

获取舰载直升机实用风限图,仅依靠实装飞行试验或建模仿真都是非常困难的。通过起降飞行模拟试验获取理论风限图,结合少量的海上实装飞行验证试验是一种综合较优的方法。起降飞行模拟试验需要真实飞行员和高等级飞行模拟器参与,飞行模拟器中的母舰气流场数据、母舰运动可由建模仿真或试验测试得到,且必须考虑母舰气流场的非定场特性;只有当飞行员视景或视觉反馈受限时(如能见度降低时),飞行模拟器基座的六自由度运动才是必需的;用DIPES或Bedford方法量化飞行员主观操纵负担,结合记录的客观操纵数据,评判起降难度;典型的飞行模拟试验程序包含了不同风况下的进近和甲板着舰,通常每隔15°和5kn一个风况。通过起降飞行模拟试验得到的理论风限图,可以更加有效和安全地指导海上实装飞行验证试验,最终获得实用风限图。     

配对进近模式分析及研究进展

配对进近模式是在近距平行跑道上运行的,旨在提高仪表气象条件下的进场效率的一种高效进近模 式,该模式的完整流程在国内鲜有阐述。本文重点分析配对进近程序在近距平行跑道上运行时各阶段的流程, 以及配对进近程序的实施对机型、设备以及人员的具体要求;结合目前国内近距平行跑道的运行情况,国际上 对配对进近模式的研究和应用现状,指出我国引进配对进近模式的迫切性以及该模式今后的研究和发展趋势。     

历史建筑的价值探讨

随着我国经济的发展、社会环境的变迁、公共建设的推动以及土地的开发,许多具有传统风貌的历史建筑,在追求现代化的价值观中屡遭拆除或破坏,许多历史记忆空间正逐渐失去.推土机式的建设破坏愈演愈烈,随之而去的是珍贵的社会文化遗产和建筑艺术,以及宝贵的旅游资源.论文以历史建筑的价值为研究对象,探讨历史建筑的空间体验价值、空间场域价值以及空间属性价值.     

铝冰发动机内流场的数值计算

为了使用数值模拟的方法计算铝冰发动机的性能,用颗粒表面反应模型和气相反应模型模拟铝颗粒在铝冰发动机燃烧室中与水蒸气的燃烧过程,用欧拉-拉格朗日方法计算颗粒沿轨迹的参数,分析了数值模拟的结果,并进行了相同尺寸的铝冰发动机实验,把数值模拟结果与实验结果进行了比较。数值计算得到的燃烧室稳态工作压强约为9.38 MPa,与实验结果接近,燃烧室平均温度为2950.65 K,相比热力计算得到的推进剂燃烧温度略低。通过对铝冰发动机的内流场数值计算,得到了与实验相符合的结果,验证了数值计算模型的有效性。