垂直上升弹状流中弹状氢气泡运动速度

针对垂直管路内气液两相流实验化困难的问题,运用建模仿真的方法建立了竖直管路中弹状流气泡的运动模型,模拟了弹状氢气泡在垂直管路的上升过程,并对其运动速度进行了研究.仿真结果表明:在静置的竖直管道内,充分发展的弹状氢气泡的速度基本上以0.2265m/s的速度匀速上升;弹状氢气泡在流动液氢中运动时,其速度模型中的速度系数与流体的速度有关,当雷诺数从220上升到6400时,其系数的值从1.83下降到1.14;在未充分发展的弹状流系统中,气泡间距对气泡速度分布有着影响,其上升速度随着气泡间距的减小而增大.      

用二阶矩两相湍流模型模拟鼓泡床内气泡—液体湍流两相流动

建立了二阶矩气液两相湍流模型，模拟了不同工况下二维矩形断面气液鼓泡床中气泡－液体湍流两相流动，给出了气泡和液体的速度场、气泡体积分数和两相雷诺应力分布，基本工况的模拟结果与美国俄亥俄州立大学PIV测量结果符合较好。文中研究了不同气体表观速度对两相流场的影响。模拟结果显示了鼓泡床内液体的回流流动和气泡的上升运动、各向异性的上湍流，气泡湍流脉动比液体的强，以及气泡体积分数和两相湍流强度随着气体表观速度的增大而增大等规律。     

一种新型气泡雾化喷嘴水平喷射特性的研究

研究了一种新型锥面注气方式的气泡雾化喷嘴，用水和压缩空气在常温常压下试验了水平喷射时结构和工作参数对雾化及流场特性的影响，用2D-PDA测量了液雾的平均直径尺寸分布和速度分布。结果表明，注气孔的尺寸及数目均对雾化特性产生一定影响；气泡发生器的锥角存在一最佳值，对于本文研究的结构，60°锥角可达到良好的雾化；混合段长度也存在一最佳值范围，提高液体的喷射压力和气液比，能够改善雾化，增大液雾的速度。实验结果表明，锥面多孔注气能有效地抑制水平喷射情况下由浮力产生的气泡聚合，能够使气泡均匀分布，实现稳定、连续的雾化。     

施放深度对气泡水体携带能力影响的实验研究

水中上升气泡对周围水体的携带能力受多方面因素的影响,由于测量手段缺乏等原因,其影响规律研究一直是两相流领域的难点。引入气泡上升携带水量的概念表征其水体携带能力的大小,进而利用专门设计的实验装置,采用双液分离测量法,调整喷嘴至27．5～52．5cm之间的不同施放深度,进行气泡上升携带水量的测量实验。结果表明：在注气量（20ml）和注气速度（3ml／s）等一定的条件下,随着气体施放深度的增加,气泡水体携带能力呈现缓慢增强并逐渐稳定的总趋势,但其间（施放深度约35．0～45．0cm）该能力会略有下降,并有极小值出现;且在绝大多数情况下,小口径喷嘴生成气泡的水体携带能力稍强。上述结论可为化工等领域工程应用中设计合理气体施放深度、确定最佳喷嘴口径等问题提供参考依据。     

竖直楔形流道的单气泡上升过程的实验研究

通过实验对竖直楔形流道内单气泡上升过程的行为特性进行了研究。利用高速摄影设备和计算机图像处理技术准确地追踪了气泡上升过程中运动轨迹和形态的变化。通过对气泡上升过程中旋转角、瞬时速度、瞬时加速度等参数的分析,找到了楔形流道内气泡上升过程的运动规律,并且通过推导获得了气泡上升过程中拽力系数的计算公式。     

蒸汽流量对蒸汽直接接触冷凝的影响

为研究蒸汽流量对蒸汽直接接触凝结及汽泡表面变化过程的影响,利用高速摄像仪记录一定过冷度、不同蒸汽流量条件时过冷水中蒸汽的凝结过程.实验结果表明:蒸汽流量小于0.36m3/h时,汽泡表面始终较光滑;当蒸汽流量升至0.74m3/h时,汽泡表面上出现波动,汽泡最终逐渐分裂成数个小汽泡;当蒸汽流量大于1.13m3/h时,汽泡表面上的波动非常剧烈,汽泡不稳定性增强,并最终破碎成大量微汽泡.且随蒸汽流量增,这些微汽泡的直径减少,喷射速度增加.蒸汽流量超过1.13m3/h后,汽泡在凝结时,其相对半径迅速减小,半径变化率迅速增加.汽泡表面剧烈的波动会极大的增加汽泡有效换热面积,导致蒸汽与过冷水间的传热和传质过程被极具的加强.      

边界形状影响等离子体射流扩展特性的实验研究

为了探索燃烧室边界形状在控制燃烧稳定性方面的特性,设计了圆柱型和圆柱渐扩型充液室,运用高速录像系统研究了等离子体射流在充液室中的扩展过程。结果表明：等离子体射流在液体工质中扩展时,等离子体一液体两相流体速度差较大,TaylorHelmh01tz不稳定效应强烈,圆柱型充液室中,Taylor空腔界面自由,界面增长随机脉动性较大;渐扩型充液室能够使两相流边界受到约束,使Taylor空腔沿着充液室边界逐级扩展,从而减弱了Taylor-Helmholtz不稳定效应,有效抑制了界面增长的随机脉动性。放电电压、喷嘴直径和渐扩结构因子△D／L对Taylor空腔扩展过程均有不同程度的影响,通过对这些参数的优化匹配,可以在一定程度上实现对射流扩展过程的控制。     

底部封闭倾斜细管内沸腾临界热流密度的实验

用实验方法对浸没在饱和液体中的底部封闭倾斜细管内的沸腾临界热流密度进行了实验研究,考察了管内径,管长,倾斜角和工质对临界热流密度的影响。实验条件是:加热管内径2.1 mm,3.2 mm和4.0 mm 3种;管长100 mm和300 mm两种;倾斜角从90°到0°。实验工质为水和R-113两种液体。本文考虑倾斜角对重力的影响,对前人提出的用于预示底部封闭垂直管内沸腾临界热流密度的半理论半经验式进行了修正。修正后的公式能较好的预示倾斜角对沸腾临界热流密度的影响。      

Preliminary Study on Magnetic Induction Intensity Induced by Plasma During Hypervelocity Impact

An experimental system has been built to produce and measure the magnetic field in the backward ejected matter during hypervelocity impact. The designs of measurement system and coil, the choice of associated equipment, and the system calibration are also described in detail. The measurement of magnetic induction intensity for different given coil positions and azimuth angles are performed with two-stage light-gas gun. On condition that impact velocities are approximately equal and incidence angles are 45°, 60° and 90° respectively, the relationship between average magnetic induction intensity and impact angle at different time spans is obtained. Experimental results show that the average magnetic induction intensity with incidence angle of 90° is larger than those with incidence angles of 45°and 60°.     

直射式气动雾化喷嘴对燃烧室性能的影响

为了深入分析燃油喷嘴对燃气轮机燃烧室性能的影响，针对燃气轮机燃烧室中的直射式气动雾化喷嘴开展了数值模 拟，获得了气流流量、燃油流量和气液比对雾化性能的影响规律，喷嘴的雾化性能参数包括雾化粒径和雾化锥角。结果表明：气液 比和气流流量对该型喷嘴的雾化性能有显著影响，燃油流量对雾化性能的影响较小；气液两相间相对速度是影响该型喷嘴雾化性 能的决定因素，相对速度增大有利于减小雾化粒径，并增大雾化锥角；气流流量和气液比的增大均有利于雾化粒径的减小，燃油流 量的增加将使雾化粒径增大；增大气流流量、气液比和减小燃油流量均可使雾化锥角增大；该型喷嘴的雾化锥角变化范围为 30.12°～41.24°，雾化粒径变化范围为131.46～ 186.52 μm。喷嘴可实现在较小的雾化锥角变化范围内获得较宽的雾化粒径变化， 以此匹配燃气轮机燃烧室不同工作状态，具有较高的实用价值。     

漂移流模型在大管内气液两相流动的适用性研究

采用光纤探针测量方法对垂直上升管中空气-水两相流动的局部截面含气率分布规律进行了研究。实验选用的管径为100mm,气相、液相表观速度的范围分别为0～0.1m/s和0～1.0m/s。在对光纤探针法的测量精度进行评价和标定基础上,利用实验获得的截面含气率和气泡速度径向分布信息,得出了分布参数与漂移速度,在此基础上对几类漂移流模型进行评价,发现漂移速度的计算方法不同是导致几类模型计算结果存在较大差异的主要原因;综合比较结果表明,Hibiki-Ishii（2003）漂移流模型计算截面含气率具有较高的精度。     

迎角动态变化对二元高超声速进气道气动特性的影响

针对高超声速飞行器受到扰动后迎角可能会发生瞬时大幅度改变或振荡的问题,对来流马赫数为4.03、迎角动态变化的二元高超声速进气道流场进行了非定常数值模拟,分别在进气道等速上仰和按正弦波振荡条件下研究了迎角动态变化对进气道气动特性的影响。计算结果表明:迎角动态变化时,进气道流场特征和性能参数的变化规律和稳态时情况基本保持一致,但是存在明显的迟滞现象;二元高超声速进气道动态上仰的迎角速率越大,进气道发生不起动时的迎角值越大;在进气道下壁面附近的低速区,非定常效应的影响显著,受进气道固壁面运动的影响,低速区的产生、发展及消失影响进气道气动特性。     

倾斜射流撞壁实验研究及液膜几何参数建模

倾斜射流撞壁在液体火箭发动机液膜冷却、射流撞壁雾化等领域具有广泛的应用。为了研究倾斜射流撞击壁面后形成的液膜的关键特征，开展单股圆柱射流撞击壁面的实验研究。从实验中研究各射流参数对液膜外形的影响规律，继而开展理论建模，获取液膜外形的关键几何参数表达式。实验研究发现随着射流倾角增大，液膜长度减小而宽度增大，随着射流孔径和射流速度增大液膜长度和宽度均增大这一定性规律。理论分析得到了液膜最大宽度位置与液膜对称面的夹角近似等于射流倾角α，液膜的长宽比近似等于1+cot α。通过进一步分析得到液膜宽度、最大宽度距撞击点的距离、液膜长度这几个液膜关键参数的表达式。建立的液膜几何参数表达式预测结果与实验结果的误差均在20%以内。     

燃烧条件下凝胶自燃推进剂雾化特性试验研究

为了研究凝胶自燃推进剂的雾化特性及敏感因素,在单互击式喷嘴矩形燃烧室内进行了凝胶一甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)喷雾燃烧过程可视化试验,采用光源后置消光法湮灭火焰自然辐射发光,采用彩色高速摄影获取了燃烧条件下的高质量雾场阴影图像,通过图像处理,有效提取了雾场的雾化锥角、破碎长度、液丝直径及液丝运动速度,分析了撞击角、射流速度和动量比的影响。结果表明,凝胶MMH/NTO稳态燃烧时可观察到液膜、贯穿视场的液丝和红棕色NO_2气体,推进剂混合燃烧不充分;撞击角从75°增大到105°,凝胶MMH/NTO撞击后的破碎长度、液丝直径减小,视场内可视红棕色NO_2气体变少,撞击角为105°时,推进剂会附着在喷注面上,从而影响液膜横向铺展,雾化锥角反而最小,建议撞击角选取90°。燃料射流速度从23m/s增大到45m/s,凝胶MMH/NTO撞击后的雾化锥角及液丝运动速度增大,破碎长度及液丝直径减小,雾化模式发生改变。动量比从1.04增大到1.52,凝胶MMH/NTO撞击后的雾化锥角及液丝运动速度增大,视场内红棕色NO_2气体变少。故一定量程内增加撞击角、射流速度、动量比有助于凝胶MMH/NTO推进剂混合燃烧。     

展向振荡对激波/湍流边界层干扰的影响

周期振荡作为一种有效的壁面流动控制手段受到广泛关注,而其对激波/湍流边界层干扰的影响目前鲜有研究。本文采用高精度直接数值模拟（DNS）方法对马赫数2.9、12°激波入射角、强振荡下的激波/湍流边界层干扰进行了系统研究。通过与无振荡工况的定量比较,揭示了展向强振荡对干扰区内复杂流动结构的影响规律及作用机制,如分离泡尺度、物面压力脉动非定常特性、物面剪切的非定常特性及统计特征等。研究发现：在展向强振荡作用下,分离点位置提前,间歇区长度增大;同时由于分离泡内强黏性耗散的影响,展向振荡的穿透高度约为分离泡高度的4%,因而对流动结构不会产生实质影响。但展向强振荡会对壁面附近流动造成显著影响,如强振荡诱导的壁面展向速度远大于流向速度,造成流向剪切与展向剪切之间夹角的概率密度函数峰值从0°偏移到80°~90°之间。物面压力及剪切本征正交分解分析表明,展向振荡会导致模态能量从低阶模态向高阶模态转移,降低低频运动的能量占比,增强再附后Görtler涡等壁面附近旋涡结构的强度。     

基于VOF方法模拟离心式喷嘴内部流动过程

基于两相界面追踪方法VOF(volume of fluid)模拟了离心式喷嘴内部的流动过程,得到了液相填充喷嘴内部的过程,初始时刻,气液界面出现褶皱,随着进入液体的增多,褶皱逐渐消失;着重分析了喷嘴各个部位速度、压力分布,由于气液两相的存在,喷嘴内部流场变得异常复杂,流场分布不能用单相流的模式分析,总压损失大部分存在于喷嘴收缩段以及直管段,增大收缩段锥角、减小收缩段长度有利于减小总压损失;在喷嘴出口处设置一定扩张角,能够增加液相速度,减小液膜厚度,有利于雾化.      

撞击式喷嘴凝胶推进剂雾化及表征

采用激光全息和图像处理技术,研究了撞击式喷嘴撞击角和射流速度对凝胶推进剂雾化性能的影响,撞击角范围为40°~90°,射流速度范围为15~55 m/s。研究了气/液撞击对凝胶推进剂雾化性能的影响,结果表明:增大撞击角和射流速度均有助于凝胶推进剂的雾化;减小射流直径有利于凝胶推进剂雾化;凝胶推进剂的极限表观粘度是影响其雾化的主要因素。分析了撞击式喷嘴凝胶推进剂喷雾场的特征,认为在本文研究的范围内,可以将凝胶推进剂喷雾场依次分为规则扇型的液丝区域、紊乱网状的液丝区域和液丝与液滴共存区。     

尾部二次喷流抑制喷管分离流动的数值研究

以某液体火箭喷管缩比模型为研究对象,分析了相应的流场形态和二次流喷嘴喷射角度、面积比及其工质总温等参数对喷管分离流动抑制效果的影响.结果表明:当采用二次流喷嘴时,喷管达到满流所需的入口总压下降了37.8%,随着喷嘴喷射角度由0°增至25°,喷管流动分离点位置向喉部推进约0.01m,抑制效果明显变差,而随着喷嘴工质总温由300K升至1500K,喷管流动分离点位置向出口推进约0.005m,抑制效果略有增强,喷嘴面积比在保证其不出现分离流动时对抑制效果没有影响,否则会使抑制效果变差.      

直通型篦齿泄漏的特性试验

对广泛应用于航空发动机的直通型篦齿进行试验,测量了不同结构组合,不同工况参数下直通型篦齿的流量和压力,计算得出相应的换算流量系数,分析了倾斜角度、间隙以及转速对换算流量系数的影响,并获得经验关联式.研究表明:当进、出口气流压比较小时,篦齿换算流量系数随压比增加较快,然后增加缓慢,并渐趋于一定值;相同压比下,篦齿向来流方向倾斜角度和间隙宽度减小,换算流量系数均减小,倾斜角度存在最佳值,应在45°~60°;转速的影响过程较为复杂,在本试验范围内换算流量系数随其增加而减小.      

进口速度和含气率对气泡-液体两相湍流影响的数值研究

气泡-液体两相湍流规律的一个重要问题是,气泡究竟是加强还是削弱液体湍流,或者何时加强何时削弱液体湍流,尚有待深入探讨.本文用作者们提出的二阶矩液体-气泡两相湍流模型即两相雷诺应力方程模型模拟了二维通道内气泡-液体闭式多股射流在不同含气率和不同进口速度下的气泡和液体湍流脉动速度.预报结果和文献中给出的实验结果趋势一致.研究结果显示出低含气率及低进口速度下气泡增强液体湍流,高含气率及高进口速度下气泡削弱液体湍流的规律,澄清了众说纷纭的看法.