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液滴─固壁高速撞击问题的流体动力学分析 总被引:1,自引:0,他引:1
将液滴—固壁撞击的流体动力学过程分为两个阶段。对于第一阶段运用矢量分析和激波理论关系,建立了适用于高速撞击条件的非线性激波模型。该模型克服了传统理论的局限性,能够在宽广的速度范围内计算所有撞击参数,同时能考虑固体的可压缩性。计算结果与已有的实验值吻合良好。模型采用无量纲形式,极适用于工程实际。 相似文献
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液固撞击的非线性耦合波动模型研究 总被引:1,自引:0,他引:1
推导了可用于研究液固撞击问题的非线性耦合波动模型 ,并将其应用于球形液滴与弹性固体平面撞击过程的数值分析。细致地研究了液固接触面及液体内无量纲压力分布 ,固体区域内等效应力的分布 ,固体弹性对撞击过程的影响 ,以及各个计算时层固体区域内最大等效应力所在点的位置。分析结果表明非线性波动模型可以较为准确地描述液固撞击过程 ,给出详细的液固撞击过程的各个物理参量 ;为液滴侵蚀固体表面问题的研究提供了可靠的基础。 相似文献
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撞击载荷作用下固体火箭发动机安全性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
以机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型为基础,考虑推进剂基体粘性加热,结合热粘弹理论和动力有限元法,分析计算发动机结构撞击变形及装药内部热点形成,确定产生高温热点撞击临界速度.通过对含能材料Steven撞击试验、小型试验发动机撞击试验分析计算及结果对比,证明了理论模型及计算方法的有效性. 相似文献
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星孔型装药发动机三维两相流场的数值模拟 总被引:6,自引:1,他引:6
为了研究颗粒在星孔型装药固体火箭发动机燃烧室和喷管中的运动轨迹以及颗粒与发动机壁面的碰撞情况,针对可压两相流动,采用了高雷诺数下的k ε湍流模型和欧拉 拉格朗日两相流模型,用全速度SIMPLE方法对方程组进行求解,并用PSIC方法进行气固耦合计算。计算得出了流场内两相的速度、温度等参数的分布及多种情况下固体颗粒的运动轨迹。在燃气生成量确定的情况下,从距离喷管较近的某些位置进入流场的颗粒比较容易撞击壁面;颗粒的尺寸和局部产生的旋涡对颗粒的轨迹和碰撞也会产生较大的影响。 相似文献
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叶片鸟撞击的理论和实验研究 总被引:5,自引:1,他引:4
本文对叶片受鸟撞击损伤的机理进行了理论和实验研究。开发了鸟撞击过程数值分析和叶片响应数值计算的软件系统, 建立了鸟撞击模拟试验设备, 进行了平板叶片的软体撞击试验。通过高速摄影, 记录了叶片受软体撞击后的变形过程, 为进一步研究叶片鸟撞击损伤问题打下基础。 相似文献
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撞击流混合器内速度脉动的间歇性分析 总被引:2,自引:0,他引:2
应用激光多普勒测速仪(LDA),对撞击流混合器的流场速度进行了实验测量。利用小波变换模极大值方法与分形理论结合,对撞击流混合器撞击区的速度脉动信号进行多重分形分析,计算其轴向和径向速度信号的间歇性指数,并与相关流动特性进行关联分析,探讨撞击流混合器撞击区非线性、非均匀性和混沌特性机理。通过分析同一转速不同位置和同一位置不同转速下的信号得出:撞击流混合器内部流体流动具有多重分形的特性,通过间歇性参数随位置变化出现的最低拐点可以判断混合器内部流体运动特征,得出流型的转变区域;转速对撞击区的影响大于对回流区的影响。为揭示撞击流混合器的流动机制提供了一种新的方法。 相似文献
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液滴撞击壁面现象广泛存在于自然界与工程领域。为研究其运动特性,本文基于柱坐标系与VOF模型,对准三维液滴撞击固体壁面过程进行模拟。该方法实现了三维到二维的合理简化,模拟与实验结果较为吻合,铺展系数约为2.1。在此基础上,本文对单液滴撞击固体壁面过程进行了多工况模拟,模拟表明液滴在速度和直径较大情况下铺展系数较大。相反,在表面张力系数和接触角较大情况下铺展系数较小。最后,对双液滴相继撞击壁面的过程进行了模拟,发现液滴在铺展过程中出现了二次铺展现象,并探究了速度和液滴中心间距对铺展特性的影响。结果表明,双液滴在速度和液滴间距较大的情况下铺展系数较大。 相似文献
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在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。 相似文献
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针对在固体火箭发动机液体喷射熄火研究中所用液体喷射实验装置,推导了液体射流速度,液滴运动与蒸发的控制方程组,并进行丁数值求解,研究了影响射流速度、液滴尺寸及其蒸发速率的因素。结果表明:液滴的初始速度和直径主要受喷射压降、液体表面张力和粘度的影响;影响液滴运动速度的因素有环境压强和温度;环境温度和液体的汽化潜热对液滴的蒸发速率有着重要的影响。上述结果对于合理设计满足固体火箭发动机熄火要求的液体喷射装置,选择合适的液体介质具有一定的指导意义。 相似文献
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火灾研究一直是航天器工程不可忽略的重要命题。细水雾被看作是载人航天器中有效的替代灭火剂,因此研究微重力条件下细水雾的特性是很有必要的。采用VOF方法对微重力条件下水滴碰撞高温壁面后的动力学进行了研究;分析了液滴碰撞高温壁面后运动形态和温度场的变化情况,水滴对高温壁面的冷却具有很好的效果。研究了水滴初始直径和速度对水滴铺展的影响,在一定范围内减小水滴粒径,冷却壁面的效果会增强;水滴速度大小不同时。水滴冷却壁面的方式不同。微重力条件下水滴有很好的冷却作用,为载人航天器中细水雾的使用提供了参考。 相似文献
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本文探讨了固体火箭发动机喷管喉村在烧蚀退移、燃气中固体微粒的沉积以及沉积物吹除所引起的动边界条件下的温度场数值计算模型。模型的建立以有限体积能量平衡的基本原理为依据,采用有限差分的数值计算方法及稳定性较好的交替方向隐式格式求解。为确保数值计算结果在边界退移及网格脱落时的稳定性,采用了插值与迭代相结合的方法,以全隐式格式求解表层网格节点和受热壁面的温度。模型还考虑了多层背村材料结构、变物性材料特性等诸种因素,使之具有一定的普遍性,并可应用于工程设计和研究中。数次发动机实验证明,本文提出的温度场计算模型能够较真实地反映喉衬温度响应,具有较为满意的计算精度。 相似文献