准三维矩形交叉射流的数值试验研究

交叉射流是一种较复杂的湍流组合直流射流。本文运用作者所提出的计算机辅助数值试验(CAT)方法,对冷态炉内一次风、二次风两股射流以一定的角度喷射而形成三维交叉射流流场进行了研究。通过对不同高宽比的矩形喷嘴、喷射角、一二次风速度比工况下的数值试验,得到描述交叉射流空气动力特性的两个经验公式。计算结果与现有的实验数据吻合较好。     

射流泵内部流动的数值模拟

全面考虑了射流泵的不规则几何形状和各结构尺寸对其性能的影响 ,采用贴体坐标变换技术 ,结合混合有限分析法和k-ε紊流模型 ,给出了一套有效的射流泵内部流动计算的数值方法 .算例表明 ,其结果与实验值吻合较好 .     

圆形液体浸没射流冲击驻点传热的数值模拟

对圆形液体浸没层流射流的流场结构和冲击驻点的单相传热进行了数值模拟．考虑的因素为喷嘴直径、喷嘴至冲击板距离、射流速度和加热面尺寸等．计算结果表明：冲击板上涡的位置随Ｒｅ的增加而远离对称轴．对于充分发展的管形喷嘴而言,驻点换热随射流出口Ｒｅ的增加和喷嘴直径的减小而增强;在５＜Ｚ／ｄ＜９内出现峰值,与加热面尺寸无关．     

计算机数值模拟与仿真在液体火箭发动机喷雾燃烧设计中的应用

讨论了计算机数值模拟与仿真技术在液体火箭发动机喷雾燃烧设计中的应用并提出了进一步发展的意见。     

气液交叉射流动力学行为的基础研究

为了模拟燃油在高速喷嘴内的快速蒸发混合过程,基于Eulerian-Eulerian方法,用RNGk-ε湍流模型建立了高速喷嘴内两相流流动的数学模型,数值模拟了高速喷嘴内气液两相交叉射流的流动规律.改变气液动量比和韦伯数等条件下的两相流场计算结果表明:动量比增大3倍时横向穿透深度略有增大;而较大的韦伯数能起到强化横向射流...     

同心环管圆孔射流流动特性的数值模拟

采用标准的k-ε模型及混合有限分析法对均匀横流条件下三维受限同心环管中单孔和双孔的横向紊动射流流动进行数值模拟.分别得到单圆孔不同流速比下的射流轨迹线与数学表达式、双圆孔不同间距下的速度场.结果显示：射流比越大,射流深度越深,射流越不容易发生弯曲;射流横断面上速度最大值的偏离程度随横流距离的增加而增大,但增大率越来越小;双孔射流孔间距影响射流轨迹线,由于前一个射流的遮挡作用,后面射流更不容易发生弯曲.     

横流中紊流射流的三维数值模拟

从空间平均的非恒定三维不可压缩Navier-Stockes方程出发,采用Smagorinsky涡粘性模型模拟湍流,对横流中的射流进行了数值模拟.数值计算中采用了原始变量法,偏微分方程组的空间离散采用Galerkin有限元法,时间离散则采用半隐式.结合水槽实验,对比分析了无浮力和存在浮力两种流动情况下的射流流速场、射流轨迹线以及轨迹线上的流速.计算结果与PIV的实测流场比较表明,计算基本反映了实际的射流流动特点.计算与PIV实测流场得到的射流轨迹线基本一致,轨迹线上的流速两者相差一般在5%左右.     

气固多相双通道同轴射流湍流场的数值模拟（2）

运用气固多相流数值模拟软件对双通道同轴气固射流湍流场进行了数值模拟研究,预测结果与ＬＤＶ激光测速仪得的固体颗粒速度分布进行了比较,结果表明,吻合较好,该软件为气固多相流工程的快速、经济的开发研究提供了相应的辅助工具,同时,也是理论研究气固多相化学反应流的基础。     

超高压纯水射流除锈机的数值模拟

利用气液两相混合模型,对超高压纯水射流除锈机真空工作腔内射流冲击区的流场进行了数值模拟.数值计算结果表明:靶距(清洗机喷嘴到除锈作业面的距离)的优化范围为7-15 mm;高速射流的打击力和剪切力随靶距的变化而变化,它们在靶距15 mm时到达峰值,该结论已被试验所证明;k-ω模型的稳定性和收敛性在所采用的紊流模型中是最好的,计算机时也最少,最经济.     

液体燃料横向射流雾化数值模拟

雾化是液体燃料燃烧非常重要的一个过程,良好的雾化是实现液体燃料高效燃烧的前提．为了得到某燃烧器文丘里管喉口处高速气流对燃油雾化的效果,本文利用计算流体力学软件对该燃烧室中液体燃料雾化两相流场进行了数值模拟,计算采用欧拉一拉格朗日方法,混合破碎KH—RT模型,模拟结果得到了不同气流速度下液滴群SMD分布,通过对单个液滴二次破碎模拟再现了液滴在高速气流中变形破碎的整个过程．     

管道内喷雾蒸发冷却的数值模拟及优化设计

为研究雾滴粒径、喷头间距、风速和喷雾比等参数的改变对管内喷雾降温蒸发效率的影响,采用DPM模型方法对送风管道内喷雾直接蒸发冷却进行数值模拟和分析.通过单因素和多因素正交试验模拟,得到各参数最佳工况.模拟结果表明:粒径、风速和喷雾比越小时,蒸发效率越高;喷头间距的最佳值,应根据饱和水气比、空气流速、喷头的喷出速度和喷射角度确定.根据模拟结果,考虑系统经济性,对雾滴粒径小于30μm、风速1 m/s以下的工况,喷雾比下限为0.7,蒸发效率最高可达92%,饱和效率可达65%以上.     

圆弧面动态空气喷涂数值模拟

采用欧拉-欧拉法,建立由两相流喷雾流场模型和碰撞黏附模型构成的喷涂成膜模型.将圆弧面外、内壁喷涂和平面喷涂的控制域划分为运动区域和静止区域,并分别生成计算网格,采用弹性光顺模型结合局部重构模型实现运动区域中网格的动态变化.基于有限体积法,采用二阶迎风格式对模型进行离散,采用PC-SIMPLE算法求解离散后的模型,得到圆弧面轴向喷涂和平面喷涂的喷雾流场和涂层厚度分布.喷雾流场仿真结果表明：在扇面控制孔气流的冲击下,喷雾流场在Y方向被压扁,在X方向扩张;由于喷枪的移动,喷雾流场向喷枪移动的后方略微倾斜.涂层厚度分布结果表明：圆弧面内壁喷涂的最大涂层厚度小于平面喷涂,外壁喷涂的最大平面喷涂涂层厚度大于平面喷涂;圆弧面内壁喷涂的涂膜宽度大于平面喷涂,外壁喷涂的涂膜宽度大于平面喷涂.数值模拟得到的喷涂涂膜厚度分布与实验结果吻合,证明所建立的喷涂成膜模型和动网格模型可以用于平面和圆弧面喷涂成膜模拟.     

Hybrid Reynolds-averaged Navier-Stokes/large-eddy simulation of jet mixing in a supersonic crossflow

A sonic under-expanded transverse jet injection into a Ma 1.6 supersonic crossflow is investigated numerically using our hybrid RANS/LES (Reynolds-averaged Navier-Stokes/large eddy simulation) method. First, a calculation is carried out to validate the code, where both the instantaneous and statistical results show good agreement with the existing experimental data. Then the jet-mixing characteristics are analyzed. It is observed that the large-scale vortex on the windward portion of the jet boundary is formed mainly by the intermittent impingement of the incoming high-speed fluid on the relatively low-speed region of the upstream jet boundary, where the interaction between the upstream separated region and the jet supplies a favorable pressure condition for the sustaining acceleration of the high-speed fluid during the vortex forming, associated with which the incoming fluid is entrained into the jet boundary and large-scale mixing occurs. Meanwhile, the secondary recirculation zone between the upstream separated region and the jet is observed to develop evidently during the vortex forming, inducing the entrainment of jet fluid into the upstream separated region. Moreover, effects of the incoming boundary layer on the jet mixing are addressed.     

Experimental investigation on transverse jet penetration into a supersonic turbulent crossflow

The paper evaluates the evolvement of coherent structures and penetration height of gaseous transverse jet penetration into a supersonic turbulent flow.The high spatiotemporal resolution coherent structures of the jet plume are obtained by utilizing the nanoparticle-based planar laser scattering technique(NPLS).The evolving pattern of the coherent structures generated on the upwind surface of the transverse jet is analyzed based on the NPLS images.The shedding eddies from the jet near-field have lower convection velocity along freestream direction,while vortex growth rate is apparently higher than the far-field.Farther downstream,the large-scale eddies have less deformation and translate at velocities near the freestream velocity.Thus the near-field determines the scale of eddies in the far-field and affects the whole mixing process.The effect of injection stagnation pressure on the coherent structures is discussed and a modified penetration correlation is proposed based on an edge approximation definition and least square method with various injection pressures.     

一次风扩口角对旋流燃烧器影响的数值模拟

为了改进燃烧器设计，提出了一次风扩口角度改变对同轴旋流燃烧器影响的数值模拟方法.该方法采用重整化群 RNG κ-ε双方程湍流模型，针对燃烧器出口区域冷态流场进行数值模拟，通过比较旋流燃烧器不同一次风扩口角度情况下，回流区尺寸的变化和流场分布规律.结果表明，旋转射流轴向速度受一次风扩口角变化影响不大，其切向速度在旋流外围服从拟等势旋涡规律和在旋流中心服从刚体旋转规律；随一次风扩口角度的增大，回流区径向尺寸绝对增大，轴向尺寸先增加后减小；一次风扩口角度的增大，引起径向压力梯度的增大，从而形成了多次回流区域的存在.     

水下喷气推进高速射流场数值研究

为建立航行体点火初期尾部流场结构的预测方法,并揭示水下燃气喷射非定常流场与推进航行体运动的相互关系,以简化的潜射火箭为研究模型,采用流体体积法（VOF）两相流模型结合动网格方法对系留状态和运动状态下的燃气喷射流场进行数值模拟,分析了两种状态下燃气喷射形成的复杂流场结构.结果显示,喷气推进航行体在水下发射时,喷口附近形成复杂的流动结构和演化过程,并伴有较大的压力脉动产生;航行体加速运动导致的边界变化对燃气喷射流场产生较大的影响.     

Numerical simulation of temperature and velocity fields in plasma spray

Based on the turbulence jet model,with respect to Ar-He mixture plasma gas injecting to ambient atmosphere,the temperature filed and velocity field under typical working conditions were investigated.Given the conditions of I=900 A,FAr= 1.98 m3/h,FHe=0.85 m3/h,it is found that both the temperature and the velocity undergo a plateau region near the nozzle exit(0～10 mm)at the very first stage,then decrease abruptly from initial 13 543 K and 778.2 m/s to 4 000 K and 260.0 m/s,and finally decrease slowly again.Meanwhile,the radial temperature and radial velocity change relatively slow.The inner mechanism for such phenomena is due to the complex violent interaction between the high-temperature and high-velocity turbulent plasma jet and the ambient atmosphere.Compared with traditional methods,the initial working conditions can be directly related to the temperature and velocity fields of the plasma jet by deriving basic boundary conditions.