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移动网格技术在求解固体火箭发动机侵蚀流场中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
应用流体计算软件Fluent的动网格技术和网格自适应技术.通过UDF(用户自定义函数)编程.耦合了燃面加质.对某固体火箭发动机的侵蚀流场进行了轴对称数值模拟。文中除了将计算结果同实验结果进行对比外.还得出了固体火箭发动机侵蚀燃烧过程中装药燃面推移图像,并分析了侵蚀燃烧对发动机燃烧室压强的影响。 相似文献
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发展了一种在任意曲线坐标系上求解湍流Navier-Stokes方程的数值方法,采用了雷诺时均方程、K-ε两方程模型,并使用壁面函数法处理近壁区,在准定常假设下,计算了固体火箭发动机燃烧室内的二维轴对称不可压流场.该算法以SIMPLE为基础,但计算是在非交错网络上进行的.计算结果表明:二维计算与传统的一维计算相比,能较全面地反映出通道内各参数的分布,并能反映出通道发生变化所引起的流场变化.湍流与层流计算相比各参数的分布有一定差别. 相似文献
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液体工质电热化学炮膛内流动特征研究 总被引:1,自引:0,他引:1
应用两维多相流模型对液体工质电热化学炮内弹道过程进行了数值模拟,并利用颗粒轨道模型刻画液体颗粒在膛内的分布和运动情况,进一步详细给出了等离子体和液体工质相互作用的若干细节.计算的膛内压力曲线与实验一致.运用壁面函数法分析了较大界面波振幅对液体工质电热化学炮内弹道过程的影响.计算结果显示:气液界面处波动振幅的增大会导致膛内出现较复杂的流场情况,压力和温度状况也会趋于复杂.这预示了膛内液体工质燃烧的不均匀性,并揭示出由Kelvin-Helmholtz不稳定性产生的两相界面的大幅波动是引起液体工质不稳定燃烧的主要因素. 相似文献
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基于一种固体燃料超燃冲压实验发动机的实验数据,使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。采用用户自定义函数方式给定PMMA燃料进口边界。数值模拟结果显示:燃烧室流场特性分布符合理论分析;燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验数据有一定差异,但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律与实验值近似;沿轴向的燃面附近的压力分布与实验结果较为吻合。研究结果表明:该数值计算模型较为合理,对固体燃料超燃冲压发动机的理论研究具有一定参考价值。 相似文献
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燃气射流气固两相数值模拟与颗粒冲刷分析 总被引:4,自引:0,他引:4
针对燃气射流中的气固两相流动和燃气射流中固体颗粒对壁面的冲刷作用,从耦合固体颗粒源相作用的雷诺平均N-S方程出发,燃气相采用有限体积法,固体颗粒相采用拉格朗日轨道模型.计算了燃气射流的气固两相流场,并分析不同直径的固体颗粒在流场中的轨迹及速度。在数值模拟的基础上.采用条件相似的估算方法估计固体颗粒对置于燃气射流流场中壁面的冲刷作用,分析了固体颗粒在不同直径和不同分布组合情况下对壁面冲刷位置及冲刷程度的影响。结果表明.固体颗粒的直径大小.对颗粒轨迹影响很大.直径小的颗粒轨迹与流场流线吻合的较好.直径大的颗粒因惯性作用与流线吻合差;不同固体颗粒的组合.对壁面机械冲刷位置和程序有较大影响。 相似文献
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基于自由尾迹分析的直升机旋翼下洗流场计算方法 总被引:5,自引:0,他引:5
建立一个包含机身影响的旋翼自由尾迹分析模型,以用于实际直升机旋翼和机身组合时的旋翼诱导速度场计算,为火箭导弹发射提供一个旋翼下洗流场计算方法。在该模型中,使用一个卷起桨尖涡模拟尾迹的影响,采用二阶升力线理论代替桨叶的作用,并采用一个源面元模型计入机身对旋翼尾迹的诱导和堵塞等影响;分别以美国佐治亚理工学院和马里兰大学所采用的旋翼/机身组合模型为算例,对多种状态进行计算;将计算的旋翼流场定常和非定常速度与可得到的实验结果进行对比,表明了本方法的有效性。 相似文献
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飞航导弹及其进气道内外流场的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
将飞航导弹的外部流动及其进气道内的气流流动结合起来研究,是实现导弹一体化设计的基础.该文采用有限体积法和SIMPLE算法,全场求解三维雷诺时均Navier-Stokes方程,数值研究了亚音速和高亚音速条件下飞航导弹及埋入式进气道内外流场的气流流动问题.数值模拟给出重要物理参量的分布,为导弹与埋入式进气道综合设计提供参考。 相似文献
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该文概述了国内外在膛口流场数值计算方面所取得的进展,尤其是自适应网格方法的发展,为统一效率和分辨能力之间的矛盾,提供供了广阔前景. 相似文献
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贴体曲线网格的自动生成是弹丸绕流流场数值模拟技术的重要组成部分.本文采用Thompson任意曲线网格生成方法和非齐次离散源项,研究了弹丸流场求解域的网格生成问题.实际的流场计算表明,用这种方法生成的曲线网格,完全满足弹丸绕流流场Navier-Stokes方程数值模拟的需要. 相似文献
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Sand/dust test is one of the key projects to examine the environmental adaptability of ordnance equipment.In order to decrease the abrasion of test facility caused by the sand/dust particles,the particles contained in the airflowneed to be reclaimed effectively.Amathematical model of Useparator is established.The flowfield and the trajectories of particles inside the separator are obtained using a numerical simulation method,and the separation efficiency and pressure drop of separator with different rows of separate components are also obtained at various flowvelocities.The simulation results indicate that the efficiency of U inertia separator is affected by the flowvelocity evidently,and a reasonably designed separator can meet the requirement of the separation efficiency in particular situation.The results can be use as reference for the design and test of sand/dust separate systems. 相似文献
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级间分离过程中后体反向喷流对前体气动特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
叙述了固体推进剂火箭级间分离过程中,反向喷流流场的特征和影响反向喷流流场结构的因素,介绍了反向喷流风洞试验的模拟参数,分析了后体反向喷流对前体法向力系数,俯仰力矩系数,阻力系数的影响以及喷流总压对前体气动特性的影响,并提出四点结论。 相似文献