偏导射流伺服阀建模及动态特性研究

为研究偏导射流液压放大器内部结构与伺服阀动态性能的内在联系,分别建立力矩马达、偏导射流液压放大器、功率级液压放大器的解析数学模型。分析接收口的复杂流动情况,提出一种简化的前置级液动力计算方法。构造偏导射流伺服阀完整模型,揭示射流口宽度、射流盘厚度及喷射口宽度对伺服阀动态特性的作用机理。针对整阀动态特性的漂移问题,探究了偏导射流前置级流量增益的非线性变化规律及其对动态特性的影响规律。仿真和试验结果表明,该数学模型能够有效地复现实际伺服阀动态特性,可为偏导射流伺服阀的设计和优化提供理论基础。     

偏转板射流式伺服阀前置级液动力计算方法研究

针对偏转板射流式伺服阀前置级液动力的计算与检测问题,提出了基于矩形喷口和接收器的前置级节流模型,推导得出了液动力简化计算公式。从射流角度出发,建立了伺服阀前置级的二维流场模型,提出了两种基于仿真离散数据的稳态液动力的计算方法,即动量定理法和压力差法,进行了某型伺服阀的液动力计算。设计了前置级液动力的自动化测试系统,实现了对液动力的测量。仿真与试验表明,理论公式、基于离散数据的数值计算以及试验结果基本一致,从而为此类伺服阀的开发与优化提供了可行的方法和技术。     

射流阀门开/闭过程无网格法数值模拟

为研究姿轨控发动机射流换向阀门开/闭过程的复杂流场,采用耦合两方程湍流模型的最小二乘无网格方法进行数值模拟,清晰捕捉到了合理的流场结构与流动特征,成功模拟出附壁流动、主流的切换等复杂的非定常流动状态,给出了主流切换时间,能够客观地反应射流阀的基本切换过程。数值模拟结果为姿轨控发动机射流阀门的设计提供了参考,耦合两方程湍流模型的最小二乘无网格方法在求解射流阀切换过程这一实际工程问题时具有良好的适应性。     

水下气体射流数值研究

利用混合物多相流模型数值模拟了水下气体射流的非稳态过程,分析了气体射流发展不同阶段的流场特性,研究了气泡中气体流动的基本规律,研究结果可以应用到工程设计当中.     

非稳态等离子射流场的二维模型及数值模拟

为了研究等离子射流的点火特性,建立了等离子射流在大气中扩展的二维轴对称非稳态可压流数学模型,采用Fluent软件对等离子射流扩展过程进行了数值模拟.获得了等离子射流扩展界面变化规律以及流场中静压、温度和速度分布特性.分析结果表明:等离子射流与大气间存在强烈的湍流掺混,掺混强度沿下游逐渐递增.喷嘴前9.2mm处出现驻定激波,激波后各参数随时间呈非单调变化;压力、温度和速度沿轴向及径向总体上呈衰减趋势;温度、压力等参数空间分布具有波动性;等离子射流扩展位移模拟值与实测值吻合较好.     

喷射压力变化对脉冲等离子射流扩展特性的影响

为分析喷射压力变化对脉冲等离子射流扩展特性的影响,建立脉冲等离子射流在空气中扩展的二维轴对称非稳态模型,并进行数值模拟。研究了1.5~3.5 MPa喷射压力范围内,脉冲等离子射流在空气中扩展时的两相界面演化特性及流场参数变化规律,并与实验结果进行对比。研究结果表明:脉冲等离子射流的轴向扩展位移模拟值与实验值较为吻合;喷嘴出口处,射流场参数骤变,近场处参数变化较为剧烈,后期逐渐衰减至环境参数;喷射压力增大时,脉冲等离子射流的扩展体积、马赫盘大小及压力等流场参数均随之增大,扩展过程中的湍流掺混现象也随之增强,表现为等离子体与空气两相界面破碎加剧;喷射压力减小到1 MPa时,喷嘴近场无马赫盘出现。     

超音速欠膨胀多喷管燃气射流的数值模拟

文中针对XX—XX联合动力装置尾喷管射流在超音速、欠膨胀状态下进行了三维流场数值模拟，对燃气流场中的压力、密度、马赫数的分布进行了理论计算，并对流场的激波结构进行了对比分析，控制方程为三维、雷诺平均Navier—Stokes方程及k-e二方程的湍流模型，差分格式采用具有TVD性质的二阶精度的Van Leer格式，流场计算采用贴体坐标。数值计算的结果表明，所采用的算法适合于模拟复杂射流流场，可用于火箭武器系统工程技术问题的研究。     

超空泡形态控制方法的数值模拟研究

利用数值模拟对射流、吸气和模型尾部结构三种新型超空泡形态控制方式进行了研究.研究表明,射流空化器与机械空化器产生的超空泡在尺度上基本相同,射流长度随气射流流速的增加而减小,随水射流流速的增加而增大,模型阻力不随射流长度的增大而单调较小.综合收缩锥、扩张裙、台阶和突缘等不同尾部结构对超空泡形态和模型阻力的影响,建议模型尾部采用台阶结构.当通气参数相同时,吸气孔越大,控制效果越好,吸气压力越小,控制效果越好.     

基于特征线理论的阀控液压管路瞬变过渡流数值分析

针对伺服阀控液压管路系统内部流体振荡问题,考虑了瞬变过渡流的实际运动过程,分析了动态过程中油液压缩性对油液动量的改变,建立了阀控液压管路系统动态数学模型。采用一维流体瞬变理论,利用特征线法及有限差分格式,对液压系统管路关机油击的瞬变流动进行数值分析,给出了特征线数学模型的计算方法,并通过实验进行了验证。研究结果表明：该分析方法能够合理、有效地描述系统瞬变特性和管路油击现象。可为其他管路系统的分析设计和优化提供指导。     

斜切喷管火箭发动机燃气射流流场特性研究

为了研究斜切喷管发动机的燃气射流流场特性,采用有限体积法数值求解非定常可压缩N-S方程,对不同喷管角度、不同海拔高度以及不同燃气温度条件下的发动机斜切喷管燃气射流流场特性进行数值模拟研究。结果表明:由于斜切喷管不对称外伸壁面的存在,导致喷管燃气射流流场不再对称; 喷管壁面不对称程度越大,则喷管燃气射流偏转与扩张角度越大; 随着海拔高度的增加,燃气流场核心区域与燃气射流的影响范围、以及射流偏转角度不断增大,但射流核心区域的波节数将不断减小; 此外,燃气温度变化,对喷管流场压强分布影响较小,但对流场速度值影响较大; 燃气温度越高,则喷管出口排气速度越大,致使喷管射流流场的燃气动能越大。     

喷射压力对等离子体射流在液体中扩展的影响

在液体推进剂电热化学炮的内弹道过程中,等离子体射流的喷射压力对等离子体与液体之间的相互作用影响较大。为了研究喷射压力带来的影响,设计了等离子体射流在圆柱形充液室中扩展的观察试验,建立了等离子体射流在液体介质中扩展的二维轴对称非稳态数学物理模型,并进行了数值计算,计算结果和试验结果吻合较好。分析了喷射压力对等离子体射流扩展特性和流场分布特性的影响,结果表明：等离子体射流在液体介质中扩展,喷嘴附近出现了颈缩现象以及高低压相间分布结构,射流头部出现了局部高压区,侧面出现了局部低压区,等离子体射流的形状由椭圆形逐渐变为纺锤形,射流内部的主漩涡逐渐变大并向下游移动。喷射压力越大,Taylor空腔轴向扩展能力越强,轴向长度与破膜压力和时间呈指数关系;同时头部高压区移动越快,侧面低压区出现越晚,射流内部的主漩涡越大,温度波动越剧烈。增大喷射压力能够加强等离子体射流的扩展能力,但是不利于等离子体射流扩展的稳定性。     

子母弹燃气囊静态抛撒气囊破裂射流流场仿真分析

针对子母弹燃气囊抛撒试验中出现的气囊破裂对子弹运动特性的影响,建立了气囊抛弹的三维动力学模型。基于计算流体力学Fluent软件,通过编译自定义程序将六自由度刚体动力学方程与流体控制方程进行耦合,对气囊破裂自由射流流场结构特性及子母弹抛撒过程中气囊破裂射流流场结构特性进行对比,获得了气囊内压力变化规律。对不同破口位置的气囊射流流场进行仿真分析,获得了不同破口位置气囊内压力变化规律及对子弹的运动特性影响。计算结果表明:与气囊破裂自由流场结构相比,存在子弹时对气囊破裂射流流场结构有很大的影响;在中心位置破裂时对气囊内压力变化影响最大,破口在中心位置及短边侧时对子弹姿态的影响最大。该研究结果对预估子弹飞行弹道,了解气囊破射流流场对子弹运动的作用机理和影响规律,提高子母弹分离时的可靠性和安全性具有参考价值。     

仿鲨鱼鳃部射流减阻特性的仿真研究

针对鲨鱼鳃部射流表面流场特性针对鲨鱼鳃部射流表面流场特性建立了基于鲨鱼鳃部特征的仿生射流模型,采用数值模拟方法,在主流场入口速度为3 m/s、射流速度为0.02~1 m/s条件下,研究仿鲨鱼鳃部射流的减阻特性、分析其减阻机理。研究结果表明：当射流速度u＞0.1 m/s时,仿鲨鱼鳃部射流具有减阻效果,且减阻率随射流速度增大而增大。仿鲨鱼鳃部射流通过影响摩擦阻力和压差阻力改变减阻特性。仿鲨鱼鳃部射流对摩擦阻力的影响机理为：射流出口下游流场黏性底层增厚、速度梯度降低;同时形成反向旋涡,使流场存在稳定的大涡结构,降低了湍流脉动对壁面的作用。对压差阻力的影响机理为：射流速度作为一种附加动力,对压差阻力产生抑制效应,导致了模型压差阻力的下降。     

模型快速插入机构控制系统

为避免高超声速风洞测热试验时模型在投放前被加热引起的测量误差,要求模型快速插入流场中间,研制了模型快速插入机构。该机构采用气液增速缸和伺服比例换向阀驱动,当风洞流场建立时由上驻室快速插入到试验流场中。控制系统运用计算机集中控制技术、电液伺服技术、交流伺服技术和工业现场总线技术,建立了相互独立的各个运动自由度控制回路。系统通过高速的数据采集和模拟量输出、读取CPU工作频率等方式,解决了模型快速插入和计时的难题。试验结果表明：该机构能实现模型的快速插入,动作过程响应迅速并运行平稳,达到了预期技术指标,说明该控制系统的设计是合理的。     

发射箱易碎后盖开启过程的数值计算

易碎盖技术在箱式或筒式发射中具有明显的优势,其开启过程涉及冲击波传播及射流运动等复杂的物理现象。利用动网格技术,以固体火箭发动机为研究对象,研究了易碎后盖开启过程,得到了后盖开启过程中流场压强和温度分布,并对开盖过程中燃气射流流场情况进行了分析。结果表明：冲击波在发动机射流径向一定范围内有较高的超压峰值,会对发射装置和周边设备产生破坏作用;后盖运动对燃气射流流动产生了影响,表现为燃气射流随着后盖向下运动而向下方传播的同时,由于受到后盖的阻挡发生反射回流现象;运动过程燃气流冲击作用逐渐变小,除核心区外后盖上的温度和压强也逐渐变小;后盖运动的仿真实验结果与实际试验数据一致,获得了较好相似性。     

水下超声速燃气射流的初期流场特性研究

针对超声速燃气射流在静水介质中扩展的复杂多相流动问题,在压力水筒中开展了固体火箭发动机水下点火实验;基于雷诺时均Navier-Stokes方法和流体体积模型,对相同工况进行了燃气与水耦合数值求解。研究结果表明：水下燃气射流迅速建立超声速流动后,高速射流的冲击作用导致燃气泡呈现出帽状特征,并逐渐演变为类椭球体的气囊,平均轴向扩展速度约为40 m/s;燃气泡内部流动结构复杂,存在两个剪切涡环与重复出现的激波胞格,射流边界与燃气泡边界的相互作用会导致射流后续演化的不稳定;燃气扩展时通过压力波在水流场中产生高压区,其压力峰值在振荡中逐渐与环境压力匹配,喷管堵盖打开压力、出口截面积是影响推力峰值的重要因素。