多火焰辐射室三维温度场的计算

论述了一种多火焰辐射室三维温度场和炉墙散热率的计算方法。该法采用蒙特卡罗法计算的能量分布,计算程序可完成烟气的流动、烟气换热性能、管内物料的裂解化学反应过程以及炉膛内温度场的计算,得出满足裂解炉管热量分布的最佳燃烧室结构尺寸、烧嘴结构及能量分配方案。该方法已应用于大庆48万吨级乙烯裂解炉及一段转化炉的改造中,经过现场采集数据验证,证明计算方法正确,结果可靠。     

基于统计能量分析方法的壳体系统振动声辐射特性影响因素研究

统计能量分析方法主要用于结构的高频振动分析。基于统计能量分析方法对壳体系统的高频振动声辐射特性影响因素进行了研究,建立了水下带槽圆柱壳体系统在外力激励下的统计能量计算模型,并给出相关参数的确定方法。着重探讨了壳体本身参数的改变对槽内声腔声压、盖板表面振动以及板外近场流体声场声压的影响。结果表明,被激励壳体长度、厚度和阻尼因子以及材质的改变对上述壳体系统振动声辐射特性影响较大,但竞体厚度和阻尼因子的影响更为明显。在声学结构设计中要综合考虑这些因素的影响。     

冷气系统设计及性能研究

针对飞机应急放油和弹射救生冷气系统设计需求，运用多孔介质和平行圆板方法建立了冷气系统泄漏模型。根据冷气系统附件分布、管路走向和工作环境，计算出了系统的压力分布、流量分布以及各部件泄漏特性和整体网络泄漏特性。计算结果表明该飞机冷气系统满足设计要求。     

支板构型对煤油/空气混合影响数值分析

为研究支板尾部结构对煤油/空气混合特性的影响,采用离散相模型对五种支板-凹腔构型的超燃燃烧室进行数值仿真,得到了对应煤油分布、涡结构和总压损失情况.结果表明,交错斜坡支板和交错楔形支板均能提高煤油组分混合效率,但也带来较大的阻力和总压损失;楔形块数少的支板更容易产生尺度大且能量大的流向涡,可有效扩展可燃混合区范围;楔形块数多的支板有利于促进近场的小尺度混合,但在远场的大尺度混合不占优势.     

支板构型对煤油/空气混合影响数值分析

为研究支板尾部结构对煤油/空气混合特性的影响,采用离散相模型对五种支板-凹腔构型的超燃燃烧室进行数值仿真,得到了对应煤油分布、涡结构和总压损失情况.结果表明,交错斜坡支板和交错楔形支板均能提高煤油组分混合效率,但也带来较大的阻力和总压损失;楔形块数少的支板更容易产生尺度大且能量大的流向涡,可有效扩展可燃混合区范围;楔形块数多的支板有利于促进近场的小尺度混合,但在远场的大尺度混合不占优势.     

柴油机混合气形成能量与油束能量

本文着重分析对于直喷式柴油机,为确保喷入气缸中的燃油能在燃烧室中充分微粒化,并与空气充分混合、均匀分布在整个燃烧室中所必需的油束能量和空气涡流的能量,并论述不同混合气形成方法所必需的油束能量。在上述分析的基础上,提出简单可行的计算方法,以确定喷油系统,进气系统、燃烧室形状等有关参数。     

水下航行器燃烧室温度场三维有限元分析

文中建立某型水下航行器发动机燃烧室的几何模型,并利用I-DEAS软件有限元仿真模块进行温度场分析计算,得到燃烧室的三维温度场分布情况,数值计算结果为燃烧室结构改进和优化提供了依据.     

旋转管状装药固体火箭发动机燃烧室流动特征

采用RSM湍流模型计算了某管状装药旋转固体火箭发动机在不同转速情况下燃烧室-喷管统一流场,分析了不同转速情况下燃烧室燃气流动特点,得到了燃烧室内旋流速度分布趋势以及涡核半径在不同转速情况下的变化规律,分析了燃烧室前封头处局部区域的流场结构,结果表明燃烧室内燃气切向速度分布类似于Rankine组合涡分布;旋涡涡核半径最小处在前封头临近区域;发动机转速增大,发动机内形成"准固体"区,其旋转角速度远大于发动机旋转角速度.     

基于蚁群算法的同步感应线圈炮结构参数优化

能量转换效率一直是制约同步感应线圈炮(SICG)工程应用的重要因素.对于SICG系统,任何机电参数的改变都会直接或者间接地影响系统能量转换效率.为了提高SICG系统的能量转换效率,建立了SICG的机电模型,以驱动线圈的结构参数、电枢结构参数以及两者的轴向中心距为变量,以能量转换效率为目标函数,采用蚁群算法对60 mm口...     

火炮后坐能量转换装置电磁振动特性分析

针对火炮后坐能量转换装置运行过程中产生的电磁振动现象,分析了电磁振动对装置运行的影响。基于有限元法对火炮后坐能量转换装置电磁场进行分析,结合麦克斯韦张量法对该装置运行过程中的径向电磁力进行计算;建立火炮后坐能量转换装置三维结构模型,并利用有限元软件对其进行模态分析;将计算出的径向电磁力耦合到结构有限元模型当中,对火炮后坐能量转换装置进行电磁振动响应分析。分析结果表明:火炮后坐能量转换装置电磁振动幅值较小,但容易发生共振,电磁振动特性分析对装置电磁参数和结构参数的优化设计具有参考意义。     

扰流片对驻涡燃烧室性能影响的研究

为了研究含扰流片的驻涡燃烧室燃烧及内部流动性能,对不同扰流片的个数和进口速度的燃烧室的燃烧情况进行数值模拟,分析燃烧室燃烧时的流场分布、温度分布、总压损失以及燃烧效率。结果表明：扰流片能够增强燃气的掺混和热交换,可以极大的提高燃烧室的燃烧效率（最高可达99．99％）,改善出口温度分布;随着扰流片个数和入口速度的增加,总压损失和燃烧效率都逐渐增大;当扰流片为四个时,燃烧室流场稳定,燃烧效率高且温度分布均匀。     

含湿氢氧掺混燃烧室动态过程数值分析研究

含湿氢氧掺混燃烧室的动态特性直接关系着水下热动力系统的工作安全性。为了研究该型燃烧室的动态过程规律,基于喷管原理推导出工质流入、流出燃烧室的质量流量,利用质量守恒定律和能量守恒定律得到室内气液相质量、温度变化所满足的方程式,利用液滴群蒸发模型考虑气液相的相间作用,进而完成该型燃烧室动态过程详尽模型的建立。利用该模型编写计算程序,完成某含湿氢氧掺混燃烧室动态过程仿真。结果表明：各仿真曲线能够较好地反映对应参数的动态变化规律,验证了模型建立与仿真的正确性;随着掺混冷却水流量的增加,燃烧室温度降低、压力升高,且温度变化是主要方面。     

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。     

微细圆管内火药燃烧稳定性影响因素的数值模拟

为了解微燃烧器内固体含能材料燃烧的影响因素,采用ANSYS瞬态热分析研究了微细圆管燃烧器内固体药柱燃烧时,燃烧器尺寸、壁厚和壁面热传导系数对燃烧器壁面温度分布和热损失的影响。结果表明:燃烧器壁面的热量传递是决定微尺寸下能否稳定燃烧的关键。随着燃烧器尺寸的减小,加强了燃气和壁面的相互作用,热损失增大,导致燃烧不稳定甚至熄灭。而壁面热传导系数对壁面热量传递起着竞争的作用,随着壁面热传导系数的减小,壁面热损失和壁面轴向传导至预热区的热量均减小,但前者的作用较大,利于燃烧稳定。另外研究表明,在一定壁厚范围内,增加壁厚有利于燃烧稳定。     

激光毁伤中的多光谱测温技术研究

为研究激光毁伤中毁伤区域状态的变化,基于激光毁伤时目标区域所具有较为规则的毁伤区域、温度分布,提出一种改进的多光谱测温方法,对毁伤区域的辐射光谱进行反演分析。利用该方法对毁伤区域的辐射光谱进行温度反演,研究比色测温法与多光谱测温法在相同情况下的测温精度、影响因素;通过该方法对1 500 K温度下的目标辐射光谱进行光谱反演。结果表明：该方法最少可以将测温误差缩小24%,在实验中最大可以将误差缩小60%;根据不同温度区域的面积分布,可以反馈并优化目标区域温度分布反演的精度,为目标区域温度分布的测量提供了一种思路。     

水下蒸汽涡轮发动机变工况热力特性数值分析研究

为研究水下蒸汽涡轮发动机变工况热功转换规律,考虑了工质绝热指数随温度的变化以及喷嘴内气流摩擦、涡旋对工质的加热作用,建立了变工况汽轮机喷嘴、动叶栅以及涡轮级能量损失的计算模型,并据此编写仿真软件对变压力比和喷嘴入口温度变化时的涡轮机热力过程开展仿真研究。计算结果表明,计算模型能够较好反映汽轮机动态过程能量转换规律,验证了模型建立与仿真的正确性;对于研究机型,变压力比下喷嘴速度因数决定了涡轮机内效率及其轮周效率的变化规律,喷嘴出口工质实际速度大小决定了涡轮机有效功率及其轮周功的变化规律。文中模型可作为水下涡轮机优化设计与控制研究的基础模型。     

发动机喷管隔热涂层的设计和模拟计算

喷管是各种喷气或反作用发动机的重要部件,发动机通过高温和高压燃气由喷管向后喷出而获得向前的推力,燃气以对流和辐射的方式向喷管壁面放热,导致喷管温度急剧上升,为此采取等离子喷涂陶瓷涂层隔热防护, 实际连续测量喷管壁温几乎是不可能的,因此通过模拟计算预示喷管工作过程中的壁温分布是非常重要的.本文根据高温发动机喷管的受热特点,对喷管内壁设计了6种热喷涂涂层,利用Marc软件及Mentat 前后处理程序,建立了轴对称喷管的物理模型,仿真计算了在不同涂层下喷管受固定温度热载时的温度场,分析了受热最严重的喉截面瞬态受热温度分布,为合理选择喷管基材及涂层材料、优化涂层提供科学的依据.     

两次进气对固体火箭冲压组合发动机燃烧和烧蚀环境的影响

为给固体火箭冲压组合发动机补燃室的进气道设计提供参考,研究了空气两次进气对补燃室燃烧效率和内壁烧蚀环境的影响。采用标准k-ε(k为湍流动能,ε为耗散率)模型、涡耗散模型和King硼颗粒点火模型,分别对空气一次进气和两次进气两种补燃室的多相流燃烧进行数值模拟,并进行对比分析。研究结果表明：两次进气可包覆混合燃气,并将其向内挤压,压缩高温区域,改变氧气分布,从而减小高温内壁面积,降低低温壁面温度,减少贴近壁面的凝聚相颗粒数量,从而减弱对壁面的热烧蚀、氧化和凝聚相颗粒侵蚀作用,同时,因造成的动能损失更大,减小了贴近内壁的气流速度,可减弱气流冲刷作用,二者共同作用,较大程度改善补燃室内壁的烧蚀环境;两次进气对补燃室的燃烧效率影响不大,一次进气和两次进气补燃室的总燃烧效率分别为80.68%和80.18%;综合燃烧效率和内壁烧蚀环境两方面,表明两次进气形式优于一次进气形式。     

弹用固冲发动机可调喷管气膜冷却数值研究

针对弹用固冲发动机鱼鳞片式可调收扩喷管进行气膜冷却研究,采用数值模拟的方法,研究了冷却气进口气流参数及冷却气进口环槽高度对冷却效果的影响。研究表明:冷却气流的总压须大于等于喷管主流总压;进口槽缝高度降低,冷却气流与主流掺混区贴近壁面,壁面气流温度较高;冷却气流和主流掺混区域与壁面不贴合时,随着飞行马赫数的增大,壁面气流温度反而略高。计算获得了能够保证喷管壁面温度低于800K、冷却气流量占主流流量7%的冷却方案,为固冲发动机可调喷管的设计打下基础。     

高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究

为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明：当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得燃料更易于燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率;试验结果也验证了在固冲发动机头部引入高温燃气射流,能够使固冲发动机的二次燃烧效率由81.3％提高到88.7％。