氧枪喷头设计若干问题探讨

对氧枪喷头设计过程中的几个问题进行了理论分析，确定了参数选取原则，提供了最佳参数选取范围。     

天然气井下节流嘴前后压力温度分布的数值计算

针对天然气井安装井下节流装置以后很难测得节流嘴上游压力的情况,从空气动力学的原理出发,提出根据井口采集的数据,从节流嘴下游向上游计算其喉部和上游的压力温度综合值的数值计算方法。采用临界状态判别的新方法,即依据节流嘴出口处的马赫数的值,对节流嘴附近的流态进行判别,再分别计算节流嘴出口处,节流嘴喉部以及节流嘴上游的各参数。对宝1井进行了实例计算,计算结果表明:节流后压力温度骤降,经过激波面后压力温度急剧升高的变化情况。     

新型机翼后缘变弯运动机构仿真及其气动影响研究

采用计算流体力学方法和CATIA DMU Kinematics机构仿真,对一套可用于目前及未来民用客机机翼后缘变弯的增升装置系统进行研究,主要包括襟翼运动机构和扰流板下偏。通过运动学分析,采用的襟翼机构可保证巡航阶段后缘变弯过程中机构上下表面无缝,同时满足起降过程对襟翼的运动轨迹的要求。相比简单铰链机构,应用该机构的起飞构型线性段升力系数增加0.05,升阻比的增加量在0.2%~3%范围内;着陆阶段扰流板下偏,较未偏转扰流板的最大升力系数增加1.14%,且线性段上移0.15,显示了该机构具有较高的增升效率。在二维翼型上应用该机构实现后缘变弯度,升阻比有较大提升,且根据来流马赫数的不同改变后缘弯度可以有效地提高阻力发散马赫数。在某远程宽体客机翼身组合体构型上应用该机构实现巡航阶段后缘变弯度,巡航升阻比的增加量在0.345%~2.28%范围内。综上所述,在不增加机构复杂性和重量的前提下,研究的新型机翼后缘变弯运动机构能够有效地提高气动效率。     

A novel contour design technique of super/hypersonic nozzle diverging section with sharing throat

A straightforward technique has been developed to quickly determine the wall contour of super/hypersonic nozzles working at multiply Mach number which share a common throat section.Mach number distribution along the centerline of the nozzle is specified in advance and divided into two sections,both of which are described by the b-spline function.The first section is shared by different exit Mach number nozzles.The nozzle contour is determined by the method of characteristics plus boundary layer correction.An example of this design method is employed to illustrate the technique with a computational fluid dynamics calculation.The simulation results indicate that desired Mach numbers are obtained at the nozzle exit,and the good flow quality is attained for different nozzles within δMa/Ma±0.56% in the flow core region.This technique improves the design precision of the converging-diverging nozzle,cancels waves completely,and achieves nozzles with multiple Mach number exiting which share a common throat section.     

航天与航空

美国研发超声速公务机SBJ美国Aerion公司正在设计一款最大巡航速度可达马赫数1.6的超声速公务机(SBJ),其问世后将从真正意义上实现乘客当天轻松往返于欧洲与北美。SBJ首架飞机预计2015年交付。     

美国X-51A为何折戟再三

正2012年8月14日,美国新一代快速打击武器的代表——X-51A"乘波者"高超声速无人飞行器在进行第三次试飞时失败,坠入太平洋靶场,使美国全球快速打击武器发展前途未卜。那么,美国×-51A试验计划是怎样的?此次失败的原因是什么?会产生怎样的影响呢?X-51A发展与试验计划美国高超声速飞行器发展计划由来已久,试验工作一波三折,从其发展中我们可以看出该项技术发展的不易和巨大技术风险性。1996年美国NASA开始实施高超声速发展计划,×-43试验飞行器是发展计划的排头兵。但由于接连失败,加之NASA把各项航空研究重点转移到空间     

某型弹丸气动力分析

本文建立了某型弹丸的外流扬数值仿真模型,通过Cart3D气动力分析软件仿真计算获取到相关的气动参数后,利用相关公式可进行稳定性分析及射程估算,其结果与试验对比基本一致,说明采用数值仿真方法进行弹丸气动外形设计是有效可行的,仿真结果可为方案设计提供参考。     

超音速真空喷射器性能试验和数值研究

对超音速空气喷射器的性能进行了试验和数值研究,得到了喷射器的喷射器系数,并分析了不同进气参数下的喷射器内部压力场和马赫场。结果表明,喷射系数的计算值和试验值吻合的较好,偏差小于5%;随着进气压力逐渐下降,引射驱动力减小,喷射系数降低。此外,高压气体在工作喷嘴出口的膨胀程度随进气压力降低而逐渐减弱,激波链出现的位置和强度也随之变化;进气压力降低使得高压气体在工作喷嘴的膨胀越充分,达到的马赫数越大,但是当进气压力降低为0.01MPa时,混合室的主体段由超音速或音速流动转变为亚音速流动,在混合室出口未形成激波。     

流量自调式真空发生器流场数值模拟和调节策略研究

针对目前使用的射流式真空发生器耗气量大的局限性,提出了一种带可调锥的流量自调式射流真空发生器的新结构.为了解决该真空发生器在减少耗气量与维持真空度之间的矛盾,以寻求最佳的流量调节方案,需要对调节过程的二维流场和可调锥的受力进行高精度的分析.为此对该型真空发生器内部超音速流场进行了数值模拟,分析了可调锥的不同工况对流道内流场中压力和马赫数分布的影响规律.结果表明,随着可调锥进入真空喷管喉部距离x的增大,可调锥对真空喷管内的流场扰动加剧,真空发生器的引射能力减弱.因此,为了保证正常工作所需的真空度并达到最大的节能效果,应将可调锥进入真空喷管喉部的距离控制在一定的范围内.分析表明,如果可调锥进入喷管喉部的距离不超过2 mm,则可使最低真空度大于65 kPa,并能减少30%的耗气量.     

150 t转炉高马赫数氧枪的开发

针对河钢唐钢一钢轧厂150 t转炉炉型特点和冶炼工艺情况,对原有氧枪喷头参数进行了优化设计。将氧枪喷头马赫数由1.97提高到2.15时,相应喷孔数、喷孔夹角、工况压力、喉口和出口直径以及扩张段长度等都做了适当调整。生产实践表明,高马赫数氧枪的使用可增加转炉供氧强度,优化转炉内动力学反应条件,使纯吹氧冶炼时间平均缩短106 s,脱磷率提高3.6%,终渣w(TFe)量降低1.7%,铁水消耗降低24 kg/t,不仅有利于转炉提高废钢比,还可提高金属收得率。