液固撞击的非线性耦合波动模型研究

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。     

横向互击型层板喷注器的喷雾特性

利用激光粒子动态分析仪 (PDA)对 180°互击型层板式喷注器的喷雾特性进行了试验研究 ,测量了喷雾典型区域的液滴速度、直径、体积通量密度等参数。分析了喷注器的雾化过程和喷雾特点 ,同时重点研究了喷口槽宽、推进剂流道面积比以及推进剂喷注速度比等参数对喷雾特性的影响。试验结果表明 :喷雾沿喷口展向可分为三个明显区域 ,中间区域流量较小但雾化较细 ,从槽两端喷出的液雾流量较大但液滴尺寸较大。对于一定的流道截面比γd 和喷注速度比γv,存在一个最佳的喷嘴槽宽w使雾化质量最优。同时 ,在喷嘴槽宽合适时 ,流道截面比γd 和喷注速度比γv 的适当增大有利于改善雾化     

利用恢复系数预报梁结构弹性正碰载荷的两种有效近似法

对于小球撞击欧拉－贝努利梁问题,应用撞击力模型,给出预报撞击力的两种方法。方法1基于位移协调方程,分别考虑碰撞发生阶段结束和恢复阶段结束两个时刻的位移协调方程。方法2基于梁的动力微分方程,利用撞击系统的动量守恒原理和恢复系数概念。两种方法均得到撞击过程中撞击力随时间变化的曲线。分析结果与已有结果进行比较,结果符合较好。其中方法1大幅简化计算量,可推广到小球与板撞击问题中去;方法2能够较好地描述撞击力,同时可分析各种因素对接触撞击力的影响。     

航空发动机风扇转子叶片外物损伤I.鸟撞击试验研究(英文)

本文改进了叶片鸟撞击试验条件。对某型发动机风扇一级转子叶片进行了鸟撞击试验。通过对叶片的鸟撞击瞬态响应分析和撞击前后叶片叶型变化的分析,验证了风扇一级转子叶片的抗鸟撞击性能,为某型发动机风扇转子叶片的抗外物损伤设计提供了依据。     

背压对撞击式喷嘴雾化特性影响研究

为研究背压对撞击式喷嘴雾化特性的影响,将压力的变化等效为气体密度的变化,基于一种树形自适应加密算法,通过直接数值求解不可压Navier-Stokes方程组实现了不同背压条件下射流撞击雾化的数值模拟。首先将数值模拟结果与试验数据进行对比,验证数值模拟的有效性,在此基础上开展了高背压条件下雾化过程的数值模拟。结果表明,随着背压的提高,气动力相应增强,液膜的破碎更加剧烈,一次雾化区域的液滴数密度增大,雾场由稀疏向稠密发展;液膜在向下游运动过程中波动速度的幅值逐渐增大,并且随着背压的提高,液膜的波动由线性向非线性转变;背压增大导致破碎长度减小,经过参数修正得到了液膜破碎长度的经验公式,并与试验数据进行了对比;背压对液滴尺寸分布规律没有显著影响,但随着背压的提高,同一时刻大液滴所占的比例提高,整个雾场的Sauter平均直径有增加的趋势,当背压从0.1MPa增大到1MPa时,雾场的Sauter平均直径由155.5μm增大到166.9μm;背压增大,液滴粒径分布的均匀度指数减小,液滴尺寸分布更加不均匀。     

剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎直接数值模拟

液态射流撞击是液体火箭推进系统中广泛采用的一种燃料雾化方法,其破碎特征直接影响燃料最终的掺混及燃烧效率。采用直接数值模拟（DNS）工具,研究了低雷诺数（Re_l=41）和中等韦伯数（We_l=163）条件下剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎的问题,着重分析了对角液膜的三维结构、破碎特征和非牛顿特性等。研究结果表明：在所研究的射流参数下,该非牛顿撞击液膜破碎属于Open Rim类别,破碎过程具有三维特性并伴随液丝与边缘的融合、液丝向液滴的转变等时域流动特征。液体的总表面积随时间不断增长,但单位表面积随液膜破碎的发生而下降,液膜扩张半角随时间逐渐增加并趋于恒定值43°,而后部液膜的长度几乎不随时间发生变化。此外,撞击液膜表现出明显的剪切稀化特性,液体内部最低黏性系数仅为零剪切黏性系数的1/5。     

偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响

为研究偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响,建立了求解自燃推进剂冷态射流撞击雾化过程的数值模拟方案,计算了不同偏心度条件下的射流撞击雾化过程。采用树形自适应加密算法直接求解不可压Navier-Stokes方程组,由分段线性的流体体积(VOF)方法对流体界面进行捕捉。结果表明偏心撞击会导致雾场发生偏转,当无量纲偏心度E为1/8时,雾场偏转角度约为9.2°,应控制加工偏差小于该值。随着偏心度的增大,液膜的偏转角度增大,理论推导得到的液膜偏转角度要小于数值计算得到的液膜偏转角度。正心撞击时燃料与氧化剂流强峰值接近,雾场的流强分布呈单峰分布。当发生偏心撞击时,由于燃料与氧化剂部分射流未参与撞击导致流强峰值出现交错,雾场的流强分布呈双峰分布,混合比的空间分布发生较大改变。正心撞击时撞击点下游液滴的速度分布近似呈轴对称分布,而偏心撞击之后的速度分布则呈中心对称分布。偏心撞击导致的射流动量损失使得雾化性能变差,当无量纲偏心度E为1/8时,一甲基肼(MMH)的Sauter平均直径增大约4.8%,四氧化二氮(NTO)的Sauter平均直径增大约5.8%。      

幂律流体液膜破裂的线性稳定性分析

为对凝胶推进剂撞击式喷嘴产生的液膜的破裂行为进行研究,使用线性稳定性分析方法并结合幂定律本构方程对幂律流体液膜的稳定性进行了研究,并对流体物性参数、流变参数等对液膜流动稳定性的影响规律进行了分析.结果发现:稠度系数、流动指数和表面张力越大,液膜表面扰动波的增长率越小,波长越大.而较高的液膜速度、气液密度比和液膜厚度都使扰动波增长率变大,但波长随液膜速度和气液密度比的增大而减小,而液膜厚度的情况却相反.理论计算与实验值的对比表明,线性稳定性分析能较准确地预测液膜的破碎长度,但预测的表面波长却大于实验值.      

飞机水平尾翼水滴撞击特性及防冰热载荷计算

建立了利用欧拉法求解水滴撞击特性的方法,并基于Messinger质量和能量守恒方程建立了热载荷计算模型,以某型飞机三维水平尾翼为研究对象,展开了撞击特性和热载荷的计算.结果显示水平尾翼的局部水收集系数极值从翼根到翼尖逐渐增加,不同截面水滴收集系数的分布为设计防冰系统范围提供了依据.驻点附近及机翼上、下表面各存在一个热载荷较大的区域,进而确定该尾翼电加热防冰分为3个区域:中间连续加热区和上、下表面驻点附近的各一个间断加热区.