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921.
为对气助雾化喷射柴油的过程进行数值分析,借助计算流体力学仿真工具Fluent,在不改变喷嘴结构的情况下,建立考虑油气预混腔中柴油喷射过程的三维流体计算模型,研究定容弹内气助雾化喷嘴的柴油/空气两相流喷射过程,并且重点考察喷气压力、环境背压以及燃油温度对气助雾化喷射柴油喷雾特性的影响规律。结果表明:喷气压力对喷雾贯穿距离影响较大,喷气压力由0.65 MPa增大至0.75 MPa后贯穿距离增加12.2%,但柴油索太尔平均直径(SMD)只减小了5.2%,说明在保证燃油SMD处于较好水平时,喷气压力和环境背压绝对压力比值(气相压比)为7.5有利于减少气量消耗;环境背压对喷雾贯穿距离与燃油SMD影响显著,气相压比为1.875时,喷嘴出口处流场基本不会产生超声速气流,气动力降低显著影响了燃油液滴破碎过程,使喷射时间在4 ms时的SMD达到40.7μm;燃油温度对喷雾贯穿距离影响不大,但对燃油SMD影响较大,燃油温度升高后燃油SMD显著减小,323 K对应的SMD比293 K时减小了12.3%,喷射时间在4 ms时的SMD达到14.9μm,燃油蒸发质量分数达到36.93%。 相似文献
922.
飞机方案设计阶段,迫切需要一个能够快速评估、计算不同参数组合的翼身组合体基本气动力特性的分析平台。为满足这一实际工程设计需要,本文提出运输类飞机参数化概念和具体研究方法,结合运输机气动布局设计的基本准则,应用计算机图形学进行辅助设计,利用丰富的参数曲线,如NURBS曲线、贝塞尔曲线、拉格朗日插值等方法描述复杂的翼身组合体外形,开发了快速分析计算翼身组合体气动力特性分析平台,实现了从总体方案初步设计到MGAERO软件数值模拟的无缝过渡,并结合具体算例验证了方法的可行性和工程实用价值。 相似文献
923.
924.
导弹复合控制系统的多目标优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
建立了具有气动力/直接侧向力混合控制的导弹动力学模型,采用反馈加前馈控制结构,设计了导弹复合控制系统,实现了气动力/直接侧向力的解耦控制。建立了导弹复合控制系统性能代价函数,并采用进化策略实现了复合控制系统参数的多目标优化。仿真结果表明:进化策略收敛速度快,优化以后的导弹复合控制系统具有很好的快速大机动跟踪能力,且直接力控制有效补偿了气动面控制效益低下和非最小相位系统造成的响应延迟。 相似文献
925.
926.
927.
928.
为研究汽蚀管在火箭发动机供应系统中的自激振荡特性,采用全尺寸的发动机泵后供应系统,并模拟供应系统在发动机中的边界条件,开展了汽蚀管动态液流试验。在不同的汽蚀管相对压力损失下,获得了不同位置处的压力振荡数据。试验结果表明,当汽蚀管处于汽蚀工作状态,汽蚀管下游脉动压力存在220~310 Hz范围的振荡,下游压力的自激振荡对汽蚀管上游系统无明显影响。随着汽蚀管相对压力损失的增大,汽蚀管下游的汽蚀振荡频率减小,汽蚀振荡幅值增大。在汽蚀管与主阀之间,振荡幅值沿流向逐步增大,从主阀至推力室头腔,振荡幅值逐步衰减。当汽蚀裕度过大时,汽蚀管下游出现大幅值的压力脉冲尖峰,并导致导管结构产生高幅值的脉冲形振动响应。 相似文献
929.
930.