表面活性剂对纳米CeO2在水介质中分散性能的影响

在对纳米CeO2粉体的Zeta电位进行测量的基础上,采用阴离子表面活性剂油酸和非离子型表面活性剂聚乙烯吡咯烷酮(PVP)对纳米CeO2粉体进行了分散实验,系统研究了超声分散时间、表面活性剂种类和浓度对纳米CeO2粉体在水相介质中分散稳定性能的影响。结果表明:随超声时间的延长,纳米CeO2粉体的分散稳定性出现先增后降的变化规律;分散剂种类和浓度不同,纳米CeO2的紫外吸收效果和可见光透光性也不同;对于每一种分散剂均存在最佳超声时间和最佳浓度。纳米CeO2粉体在水相介质中的最佳分散工艺为:超声时间10 min,浓度(质量分数)为2.0%的PVP。     

充水压力容器超高速撞击特性试验与仿真研究

通过试验和数值仿真研究铝球以约2．5 km/s的速度撞击球形充水压力容器的撞击特性,容器为先充约80％的水再充2．0MPa氮气的球形不锈钢压力容器。结果表明：超高速撞击充水压力容器的主要损伤为穿孔和爆裂;铝球撞击穿透容器后在水中减速明显,未对容器后壁造成明显损伤;压力容器的工作压力相同时,在相近的撞击参数下,设计压力小的压力容器更易发生爆裂。研究结果可为在轨航天器上的压力容器设计和空间碎片防护提供参考。     

水下燃气-蒸汽弹射气-液两相流场数值研究

基于计算流体动力学方法和均质多相流理论,采用汽化模型模拟燃气与冷却水的汽化过程,使用动态网格分层技术模拟导弹的运动,对燃气-蒸汽弹射气-液两相流场进行三维非定常数值研究.通过与固体火箭发动机尾焰喷水效应实验对比,验证了数值方法的有效性.研究了弹射过程中流场结构、二次流现象和变深度弹射载荷和内弹道变化规律.结果表明:导弹弹射过程中汽化现象发生在弯管壁面处,汽化后的燃气-蒸汽高温区随着发射筒体积的增加发生偏移;燃气-蒸汽在发射筒和弯管截面上存在隔离区和二次流动现象,并且形成不同结构形式的漩涡;弯管受到的最大冲击力出现在0.16s附近和30°~ 60°弯曲角范围内;弹射深度每增加10m,观测点压力增加0.25MPa,弹动时间延迟0.01s.      

迎风面三维积冰过程中水膜流动的计算方法

对影响迎风面三维积冰过程的冰层表面水膜流动进行分析,建立描述其流动的数学模型,引入在流动前锋下游预设薄水膜的方法处理其在表面干区的流动推进过程,提出超过临界厚度的水膜被吹除的方法处理角状冰下游局部水膜被吹离表面的现象.通过对翼型-平板结构中翼型上的冰形对比和水膜流动规律分析,验证了该水膜流动数学模型的合理性和计算方法的可行性.研究表明:与Messinger模型相比,积冰模型中引入水膜流动后,可以较好地模拟三维明冰积冰,同时明冰极限的模拟结果也更接近试验值;冰层表面的水膜厚度约为10-5m,流动速度约为10-2m/s.      

民用飞机水系统管路流动的数值模拟

水系统是民用客机中不可缺少的重要系统。在水系统的设计过程中,管路的设计占据着非常关键的位置,而对管路流动性能的数值模拟能够很好地指导管路的设计与优化。选取民用客机水系统中的加水管路作为研究对象,采用FLOWMASTER管网系统和CFD两种方法对加水管路在不同压差、不同壁面粗糙度条件下进行数值模拟,并对两种方法的计算结果进行比较分析。结果表明:FLOWMASTER管网系统能够快速、准确和可靠地获得流量等管路主要性能;而CFD方法则能够提供管路流动的流场细节信息。在水系统管路的设计过程中,应当充分利用这两种方法,发挥其各自优势,更好地完成水系统管路设计。     

基于流固耦合理论的关机水击特性

为了考虑结构变形对关机水击特性的影响,应用Workbench15.0构建双向流固耦合分析系统,模拟关机水击过程,通过压力和流线的分布图分析压力波传播和能量耗散。根据轨控发动机大流量、高室压、快响应的发展趋势,设计了8个工况来分析流量、压力、阀门关闭时间对水击特性的影响。仿真结果表明:在水击发生后,水击的能量只有小部分通过从入口流出和结构变形而耗散,大部分水击能量的耗散是由于流体的粘性损失。流量只对水击峰值压力有影响,且流量越大,水击峰值压力越大。阀门关闭时间的缩短增加了峰值压力和水击频率,减缓了衰减速率。管路背压对水击特性几乎没有影响。因此,在进行轨控发动机高室压水击试验时,在保证流量和关阀时间相同的情况下,减小出口背压,可以得出与高背压一致的水击压力变化曲线。     

水冲压发动机原理性试验技术研究

从水冲压发动机的工作机理出发,提出了适合开展发动机原理性研究的燃气发生器式水冲压发动机的工作原理。结合铝镁贫氧推进剂、水冲压发动机试验测试系统设计等研究,完成了燃气发生器式水冲压原理性试验研究工作,获得了该工作形式下铝镁推进剂的燃烧性能,成功验证了水冲压发动机的工作原理可行性,为后续开展水冲压发动机的性能研究提供了丰富的试验数据。     

共轴式双旋翼尾迹形态的水洞实验研究

通过对单旋翼和共轴式双旋翼在水洞中的对比实验，研究了在悬停和以不同速度前飞时，共轴式双旋翼和单旋翼尾迹形态的共性与区别，着重研究了在不同前进比时共轴式双旋翼尾迹边界的形态。实验结果表明，水洞实验所得到的旋翼尾迹形态与在空气中实验所得的结果相吻合，水洞实验能真实的反映直升机旋翼尾迹的实际情况，并且具有显示清晰和稳定性好的优点。     

以外加辅助件推迟三角翼上涡破裂的初步水洞实验

对尖锐前缘、后掠角为60°的大攻角平板三角翼模型进行了水洞实验。利用附加的小辅助件,改变翼面上方的流场,使机翼前缘肌体涡推迟破裂。流动显示表明:在翼面上的适当位置安放圆弧形或三角形导流体,或在翼面上方另加一辅助小三角翼,能使涡破裂推迟的效果得到显著提高。此结果可供推迟涡破裂来改善飞机气动性能的研究工作参考。     

共轴式双旋翼诱导速度的PIV水洞试验研究

采用PIV（粒子图像测速）技术,对共轴式双旋翼在悬停和以不同速度前飞时的流场进行水洞试验,测量得到旋翼流场的速度和涡量分布,主要研究了共轴式双旋翼流场的垂向诱导速度沿径向的分布规律。为了比较,对单旋翼也进行了测量。试验结果对共轴式直升机的气动计算和合理设计具有重要意义。