爆炸冲击波对反舰导弹发动机舱的毁伤效应

为研究爆炸冲击波对来袭反舰导弹发动机舱的毁伤效应,应用ANSYS/LS-DYNA软件,对定量TNT和压装8701炸药爆炸产生的冲击波毁伤不同距离处的反舰导弹发动机舱进行了数值模拟。计算结果表明:爆炸冲击波对导弹发动机舱的毁伤以壳体凹陷为主要形式,对凹陷壳体周围区域几乎没有影响;爆炸冲击波对反舰导弹发动机舱的毁伤效应,随起爆点距离增加而迅速减小,且初期衰减速度明显大于后期。10 kg的装药量、炸点位于3 m处时,TNT和压装8701炸药对反舰导弹发动机舱基本无法造成毁伤。     

日本发射第四艘H-Ⅱ转移飞行器

2013年8月4日,日本从种子岛航天中心利用H-ⅡB火箭发射第四艘H-II转移飞行器(HTV-4)前国际空间站。HTV-4货运飞船全长约为10m,直径为4.4m,质量为16×103kg。由密封舱、非密封舱、表舱和发动机舱4个部分组成,船上物品包括:食物、卫生用品、站内外备件以及科学实验用品。20138月9日HTV-4货运飞船与空间站对接,停靠在"和谐"号节点舱朝向地球的一侧。     

收敛喷管的引射效应对背负式短舱温度影响研究

针对背负式发动机舱的工作条件,建立三维空气流动与传热的物理和数学模型。根据舱内结构和气流的流动特点,通过多面体网格技术和网格自适应技术进行区域离散化,采用标准k-ωSST湍流模型,对4种工况下喷管引射和无引射状态进行数值仿真,分析了舱内各典型特征截面的温度场分布、冷却气流流动情况。结果表明,发动机地面以最大状态开车时,对发动机舱的引射作用影响显著,附件工作区域温度值相比较无引射状态时低40℃左右,计算结果对发动机舱通风冷却系统设计提供一定的科学依据。     

涉水 你的车还行吗

去年7月21日,大雨让北京所有有车的人都为之震惊了一次,而这个震惊还没有缓过劲,7月26日天津也开始了"看海"。而在这一系列的暴雨背后,我们又看到了什么?首先是被困车内无法逃生,其次是各大媒体都开展的砸玻璃运动,再然后就是各种测试车辆涉水深度的话题。那么车辆究竟能涉多深的水,下雨去你能不能安全的开车回家?     

发动机舱油雾着火及火蔓延特性的数值模拟

为研究发动机舱内典型火灾规律，采用大涡模拟技术，针对某型发动机核心机舱建立了油雾火的火灾模型，研究舱内着火及火蔓延规律，分析不同泄漏位置及泄漏孔朝向对火焰传播及温度、热流分布的影响。结果表明：在舱内的通风热环境下，油雾泄漏会被引燃并稳定燃烧，中间有一定的潜伏期，火灾强度较大，破坏性严重；油雾火灾是典型的由通风控制的不充分燃烧过程，呈现一定的蔓延规律，火焰中心位于高速回流区，向引气口及尾部排气方向快速蔓延；不同泄漏位置及泄漏孔朝向对火灾的蔓延形态、温度及热流的分布有一定影响，其中泄漏位置对温度热流峰值影响较大，泄漏孔朝向对温度热流的分布影响较大。     

直升机发动机舱通风、遮挡和隔热对红外辐射特性的影响

为了降低直升机发动机舱蒙皮的温度,减弱直升机红外辐射能量,采用数值仿真的方法研究其处于悬停状态、考虑了旋翼下洗作用的发动机舱蒙皮温度场和直升机红外辐射特性.针对基准发动机舱结构提出了在舱内加设辐射遮挡套、增开通风百叶窗、排气管尾缘修型和蒙皮内侧敷设隔热层等改进方案,研究了上述改进方案对直升机发动机舱蒙皮温度场和红外辐射特性的影响,得到了如下结论:①在发动机舱内加设辐射遮挡套后,整机侧向探测方位角内3~5μm红外辐射强度出现了约25%的增幅,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.②在发动机舱顶部增开通风百叶窗,直升机3~5μm红外辐射低于原始结构约12%,8~14μm波段红外辐射与原始结构相当.③在发动机舱顶部增开通风百叶窗的基础上,对排气管尾缘采取延伸遮挡以及在发动机舱蒙皮内侧敷设隔热层,整机3~5μm波段红外辐射的最大值下降约70%,8~14μm波段红外辐射的最大值下降约10%.      

基于CFD的发动机舱流场及温度场数值仿真

以内埋式通风口为研究对象，应用？昆合化网格，建立发动机短舱模型。采用SIMPLE算法，求解了流动和换热控制方程。对舱内流动和换热问题进行研究，得到了地面开车、地面滑行，以及不同高度、不同马赫数条件下动力装置舱内流场和温度场，解决了内埋式通风口进口流量无法测量的难题，为新型动力装置冷却通风系统的研究具有指导意义。     

发动机舱内部传热和蒙皮的降温规律

建立了简化的发动机舱物理模型,对通风冷却和辐射遮挡的蒙皮降温效果进行了数值模拟和实验研究,并对发动机舱内部传热规律进行了分析.结果表明:数值计算得到的发动机舱蒙皮表面沿程分布与实验结果吻合良好.在加热壁面分段的热边界条件下,无辐射遮挡且无通风时蒙皮内侧表面接受的热流占热壁面加热热流的比值约为78%,当发动机舱通风速度达到1m/s时该比值降至20%;当通风速度从0m/s增大至3.5m/s时,发动机舱蒙皮峰值温度的降幅约为10%;无通风条件下有辐射遮挡的蒙皮峰值温度相对于无辐射遮挡的情形降幅约为6%;在通风冷却和辐射遮挡的综合作用下,蒙皮峰值温度相对于无通风且无辐射遮挡的基准状况可降低约50K,相对降幅约为14%.      

民用发动机短舱火警探测器温度特性地面试验研究

基于某飞机发动机舱火警探测系统温度测量的机上地面试验,分析了外界大气温度、发动机状态、发动机滑油量、发动机引气和发电等功能对火警探测器环境温度的影响,提出发动机舱火警探测器温度测量试验方法,为民用飞机防火系统的适航取证试验提供了试验方法和参考依据。     

冲压进气冷却对发动机舱温度分布的影响

冲压进气冷却是目前控制战斗机发动机舱内温度分布的主要方式。利用基于模型的发动机性能分析方法,提供不同工况下发动机分段热壁边界条件,通过非结构化网格和k-ε湍流模型方法求解流动与传热控制方程,数值模拟了某型发动机舱在典型飞行状态和发动机工况下的流动特征及流场关键参数分布,并与试验结果进行了对比分析。结果表明,模拟结果与试验结果吻合良好,模拟方法能准确预测发动机舱温度场分布,为通风冷却系统和灭火系统的设计与优化提供依据。