火箭尾喷流对带孔平板冲击流场的数值模拟

采用计算流体力学方法 ,从雷诺平均二维非定常轴对称 N-S方程出发 ,选用 Mac Cormack有限差分格式 ,对火箭喷流进行了数值模拟 ,计算结果和实验数据吻合较好。在此基础上 ,数值模拟了火箭发射时与带孔平板形成的冲击流场 ,分析了流场结构及特性     

钟形返回舱空气动力特性数值模拟

文章基于Euler方程及N－S方程的数值求解方法，对回舱亚、跨声速和高超声速的流场及气动特性进行了数值模拟，其中Euler方程数值求解采用二阶Godunov有限体积法；N－S方程数值求解采用二阶Harten-Yee格式的差分法，得到同实验值一致的物面压力、气动力系数和在不同速度范围出现的激波、流动分离及旋涡等流场特征。通过完全气体、平衡气体和非平衡气体的流场数值模拟结果分析比较，得出真实气体效应对返回舱气动力特性影响较小这一结论。计算结果表明数值模拟方法是预测返回舱气动特性的有效手段。     

气流粉碎制备超细炸药的实验研究

在对“CP"系列气流粉碎机采取相应防爆、防静电等技术措施后 ,成功地对炸药RDX、HMX进行了粉碎分级技术研究。并采用激光粒度分析仪和扫描电镜对所得粉体进行了粒度分析和形貌观测。     

亚声速低密度风洞的现状和发展

随着我国在临近空间和深空领域探测活动的推进,低密度环境模拟气动试验设施的缺乏极大地制约了相关技术的开发利用,发展相应的亚声速低密度风洞具有重要的意义。文章介绍国外几座典型亚声速低密度风洞的设计特点、关键技术和试验能力,分析国内在空天一体化和深空探测发展中遇到的低密度低雷诺数气动力学问题,提出建设亚声速低密度风洞的需求。通过对国外几座典型亚声速低密度风洞的对比分析,探索我国亚声速低密度风洞的发展方向和技术需求。     

基于动叶出口轴向速度提升的亚声速低反动度轴流压气机气动设计原理及其验证

当动叶转角增加以进一步提升亚声速轴流压气机级负荷时,为解决其内部流动问题,提出了基于轴向速度提升的亚声速低反动度轴流压气机气动设计原理.分析了在该气动设计原理指导下,各气动参数间的相互影响,设计了一个验证级.三维黏性数值模拟结果表明:在叶尖切线速度为213m/s的前提下,实现了级压比为1.5,效率为92.5%的压气机级设计.      

进口畸变下新型处理机匣改善压气机性能的机理研究

为了揭示进口畸变下,处理机匣改善压气机性能的机理,采用全通道非定常计算方法研究了进口畸变时新型处理机匣-自适应流通处理机匣对亚声速轴流压气机性能及流场的影响,数值模拟中进口总压畸变通过在进口径向段布置栏杆实现。数值结果表明,进口畸变后采用自适应流通处理机匣能够提高转子的性能,其中效率的增加效果比总压比的明显,并获得近6.8%的综合失速裕度改进量。通过详细地分析压气机内部流场表明,处理机匣后使部分叶顶通道吸力面附面层分离起始位置向后缘移动,最大后移距离约为11%叶顶弦长,削弱了叶顶通道由气流分离造成的不良影响,并抑制叶顶间隙泄漏流从相邻叶片叶顶前缘的溢出,当喷气装置对准叶片通道时,其抑制前缘溢流的效果才是最佳的。     

横向气流中液体圆柱射流的破碎特性和表面波现象

采用高速摄像仪对横向气流场中的圆形液体射流的圆柱破碎过程(低Weber数)进行了实验研究.实验采用直射式喷嘴,喷孔直径为0.3mm和0.5mm,喷嘴长径比均为40.实验工质采用水.Weber数为1.7~7,液/气动量通量比为3.4~83.实验观察了表面波现象及射流破碎形成的液滴的尺寸及其速度.观测发现,表面波波长随着气流Weber数的对数的增加而线性减小.破碎后形成的液滴直径 d_p/d₀与Weber数的对数成正比.液滴的初始x方向速度与y方向速度大小与液滴直径无关.在实验范围内,液滴y方向速度均不随Weber数和液/气动量通量比的变化,约为初始射流速度的0.94倍;而液滴x方向速度约为0.085倍的气流速度.对表面波和破碎后形成的液滴尺寸及速度的研究有助于构建更精确的初始雾化模型.      

一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性

对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了气动设计和数值模拟研究,给出了该进气道的鼓包结构设计思想,得到了设计飞行马赫数下该进气道的工作特性.计算结果表明:在0°～8°范围内,攻角和侧滑角对进气道性能影响不大,在所有计算状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.965,畸变指标小于0.253,满足发动机的工作要求.研究发现:无隔道亚声速进气道的鼓包表面存在相对于机身较高的压力分布,鼓包排除附面层的效果与机身形状、唇口、进口位置以及飞行姿态等有关,对两侧布局方案,鼓包头部不宜太尖,曲面机身有利于附面层的排移.      

民用飞机防火系统试验室气流模拟系统设计

在民用飞机防火系统地面模拟试验中,由于气流流量对试验具有重要的影响,因此,需要模拟发动机风扇舱、发动机核心舱、APU舱和货舱在飞行中的气流流量。由于流量的精度对试验结果具有重要的影响,设计一种基于PLC控制的气流模拟系统,基于PID控制算法,通过变频器控制电机带动风机模拟所需的气流,满足地面试验的要求。     

翼柱型药柱内三维湍流流动仿真

应用Ｓｉｍｐｌｅ方法进行了固体火箭发动机燃烧室中的三维流动仿真。所考虑的物理因素如下：翼柱型药柱，三维加质不可压湍流，移动的燃面边界，燃气的热辐射等。方程为：三维连续、动量和能量方程，ｋ－ε湍流模型，三维热辐射通量方程等。为了处理燃面移动边界，提出了标记网格示踪技术。计算结果获得了固体火箭发动机燃烧室翼柱型药柱中三维流动的参数分布。同时，揭示了某些新现象和新规律：翼和柱通道间的几何匹配及其中的加质强度对流动参数有强烈的影响，甚至可能发生反向流动和旋涡；在一定条件下，翼通道下游附近可能产生明显的周向旋涡。