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71.
为研究水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性,在压力水筒中开展了大扩张比锥形喷管的固体火箭发动机水下点火实验,并基于雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方法和流体体积(VOF)模型进行数值求解,分析了过膨胀燃气射流与水介质的相互作用过程。研究表明:超声速过膨胀燃气建立射流通道后,射流核心区长度随喷管落压比的减少而减少;射流核心区剧烈振荡,表现为高频的膨胀和收缩,振荡频率随喷管落压比的减小而增加,范围为100~200 Hz;射流边界不断振荡,并伴随波系结构变化,当过膨胀程度较大时,激波进入喷管使其发生流动分离现象,流动分离点周期性往复移动;分离区内压力脉动没有显著的特征频率,主要集中在100~600 Hz的宽频带,锥形喷管水下流动分离的简易判据为喷管出口压力不低于环境背压的0.44倍。 相似文献
72.
采用数值模拟方法研究了延伸冲击孔冲击冷却系统的冷却特性,分析了3个冲击雷诺数和5个冲击孔延伸长度对冲击腔内流动与换热特性的影响,给出了靶面努塞尔数分布、靶面压力分布、中心截面流速与综合换热性能的变化。结果表明:延伸冲击孔可以有效地防止横流对冲击射流的偏转作用,同时使射流出口更加贴近冲击靶面壁面,冲击速度更高,可以明显提高靶面的换热系数,并使整个靶面上的换热系数分布也更加均匀。冲击冷却的冷却性能随着冲击孔延伸长度的增加而增加,相较于传统冲击冷却(baseline),在L/d=2.5时靶面平均努塞尔数提升达15%以上,但压力损失也相对较高;对比不同延伸长度冲击孔的综合换热性能,发现存在最佳的L/d取值范围使冲击冷却系统获得最佳的综合冷却性能。在本研究范围内,最佳的L/d= 2.5。 相似文献
73.
74.
断续缓磨射流冲击强化磨削弧区换热的实验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
通过深切缓磨时磨削烧伤机理的分析,提出高压射流冲击强化磨削弧区换热新构想,并通过断续缓磨射流侧向冲击弧区的磨削实验显示其换热效果. 相似文献
75.
模拟高度复杂流动的自适应网格算法 总被引:1,自引:0,他引:1
提出一种基于对等弧分布律进行扭转修正的自适应网格算法。该方法将三维网格系统分裂为3个单方向自适应网格子系统,在计算中与主控方程的求解格式相耦合,交替地使用。应用所构造的算法结合MacCormack显式格式对喷流/绕流干扰流场进行了雷诺平均N-S方程模拟,给出了清晰的剪切层与激波波系结构。计算结果表明,该自适应网格算法可较大程度地提高MacCormack格式的分辨率。 相似文献
76.
发展了用于轴对称流场,任意非正交曲线网格下的矢通量分裂隐式有限体积法;统一了二维和轴对称流场计算的表达式。该方法对粘性通量项进行了分解和归类,考虑了包括交叉导数项在内的所有项对隐式增量的贡献。对带中心喷流的流动计算表明该方法收敛速度和计算精度均优于MacCormack显式格式。横向喷流强干扰流场的计算初步揭示了姿控发动机喷流产生间接推力的机理,由此,设计中可降低对主发动机额定推力的要求 相似文献
77.
78.
79.
合成射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离 总被引:6,自引:0,他引:6
为了研究合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时对其分离流动的控制,采用商用计算流体力学软件Fluent 6.1求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过对翼型气动力特性、脱落漩涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,揭示了合成射流处于分离区时对边界层控制的机理.结果表明:当合成射流孔口处于回流区时仍可有效推迟翼面边界层分离点,缩小回流区范围,从而有效提高翼型的升力.当射流方向垂直于壁面,无量纲频率以及吹气速度比都等于1时,翼型平均升力系数提高40%左右. 相似文献
80.
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