倾斜入射方向的固体推进剂喷焰微波衰减研究

目的研究微波入射角对固体推进剂喷焰微波衰减的影响. 方法计算微波以倾斜或垂直方式入射固体推进剂喷焰时的微波衰波,并且对一完全膨胀的实验室缩比发动机的微波衰减进行了实验研究. 结果计算结果和实验结果比较吻合. 结论计算和实验结果表明倾斜方向的微波衰减比垂直方向的微波衰减大.     

火箭尾喷焰流场的研究

对火箭尾喷焰流场的研究,有助于发射井排焰导流工程的设计和火箭红外辐射特性等方面的后续研究.本文主要研究了火箭尾喷焰流场的形成过程,提出了尾喷焰流场的结构模型,给出了流场的关键参数密度、温度和压力的计算公式,可分别计算出喷管出口处、马赫盘波前、马赫盘波后的各参数,从而可进一步推导出初始段、核心区以及核心区以外的过渡段、基本段的流场结构,提高了模型法的计算精度.     

导弹尾喷焰红外辐射特性有限元法研究

在给定浓度场、温度场、粒子和气体组分辐射物性参数的条件下，通过插值方法对于给定物性进行回归，使其变为坐标的多项式函数关系式，同时将分区有限元模型用于导弹主动段尾喷焰红外光谱辐射特性计算。考虑粒子散射的情况，计算了2．7μm、4．3μm波长处的光谱出射辐射强度场；通过与贴体坐标系下的有限体积法的计算结果比较，证明了分区有限元模型的正确性和可行性。最后，对提出的分区有限元模型的计算误差进行定性和定量分析。     

新型无尘喷补机喷吹吸料器内部流场的仿真分析

为了给新型焦炉无尘喷补机的结构优化提供依据,采用流体仿真软件Fluent对喷吹吸料器进行三维建模和数值分析,研究在连接管未伸入和伸入吸料器喷管内部两种情况下喷吹吸料器内空气射流流场的分布规律. 结果表明,连接管未伸入喷管内部时,能克服喷补粉料下降阻力的最低喷吹压力为0 .191 0 M Pa,此时壁面最低压力值为0 .089 3 M Pa;连接管伸入喷管内部时,吸料器内部流场受到明显干扰,伸入长度为8 m m时喷补料的吸入效果相对最佳.     

近后喷对高压共轨柴油机燃烧过程影响的数值计算

应用CFD模拟软件FIRE针对车用增压共轨柴油机在高负荷工况下采用近后喷策略的缸内工作过程进行了数值计算。分析了后喷量和主/后间隔角对燃烧过程的影响。研究结果表明,随着后喷量和主/后间隔角度的增加,缸内燃烧压力、放热规律及缸内温度曲线的峰值降低,燃烧重心推迟,燃烧噪音和NOx生成量减少,但经济性有所恶化。同时,增大后喷量一方面可使后喷燃油的贯穿距增大,在壁面附近高温缺氧区域内形成的燃油蒸汽增多,增加了后喷燃油的Soot的生成量,另一方面增强了对缸内流场的扰动效果,使得更多的氧气进入燃烧产物区,加速了Soot的氧化,因此选取适当的后喷量可以获得较低的Soot的生成量。后喷间隔过大时,Soot排放有明显增加的趋势。     

喷管尺寸对火箭发动机喷流噪声影响研究

为了研究喷管尺寸对火箭发动机喷流噪声声场分布的影响规律,采用LES与FW-H相结合的方法,针对不同喷管尺寸的高温燃气喷流气动声场进行了数值模拟,并分析了声场特性。数值结果表明,火箭发动机喷流远场噪声具有方向性,噪声声压级在离开喷流中心轴线40°处达到最大值;喷流噪声声场的声压级随着喷管尺寸的增大而增加。研究结果为不同尺寸的火箭发动机喷流噪声预测提供参考依据。     

不同种类延伸喷管固体火箭发动机尾部流场分析

采用数值模拟方法求解二维轴对称Navier-Stokes方程,对多个平移式和铰链花瓣式延伸出口锥喷管在级间热分离条件下的尾部流场进行了数值分析.结果显示,收拢状态下,受限于延伸锥壁面、发动机前封头及基础喷管外壁,尾部流场温度环境较恶劣;展开过程中,前封头边缘及延伸锥端部存在燃气回流,气动力变化剧烈,平移式喷管展开过程主...     

脉冲袋式除尘器喷吹管非稳态数值模拟

清灰是袋式除尘器的过滤再生循环过程,而喷吹管作为脉冲清灰系统的重要组成部件之一,其各个喷嘴流量及流场分布特性直接影响清灰性能。针对清灰过程喷吹时间短、速度变化快的特点,建立了喷吹管的非稳态流场理论模型,对2种喷嘴结构类型的喷吹管进行了数值模拟,分别得到并分析了其喷嘴出口质量流量分布情况、出口速度时间曲线及静压分带隋况,为袋式除尘器清灰系统优化设计提供指导。     

过共晶Ti-Si合金熔体电磁定向凝固过呈实验和数值模拟

通过建立电磁场-热场-流场多物理场耦合数学模型,采用实验和COMSOL Multiphysics 5.4商业软件研究了Ti-89 wt.％Si合金熔体在电磁感应定向凝固过程中的不同线圈功率、电磁频率和下拉速率下Ti-Si合金熔体的流动行为,及其对初晶硅相电磁分离的影响规律.研究表明:电流频率为15kHz时,熔体的平均流动速度最大,分离效果较好;线圈功率为5.4kW、固相分数为0.50时,熔体的最大流速为0.55m/s,硅富集层的含量达到95.84％.此外,增大下拉速率会导致熔体的平均流速减小以及凝固前沿吸收硅原子的时间变短,从而导致硅相富集效果变差,不利于硅相与合金的分离,下拉速率从10μm/s增加到50μm/s,硅富集层中硅含量从93.96％降低至88.04％.     

三维喷动床气固两相流数值模拟

叙述了采用颗粒离散和计算流体动力学相结合的方法模拟三维喷动床流化结果.单颗粒运动通过牛顿第二运动定律进行求解,气体运动通过求解N-S方程.气固两相之间的耦合是由牛顿第三运动定律来实现.模拟床体尺寸为0.11×0.012×0.9m,在单一喷口,入口风速22m/s条件下,对2000个颗粒直径为5mm、密度为2700kg/m3的颗粒进行了模拟.结果表明:在3D喷动床中,颗粒存在宏观运动,中心区颗粒自下而上运动,近壁区颗粒自上而下运动,中心区和近壁区的颗粒运动构成了床内颗粒整体循环运动;在靠近底部的近壁处,颗粒运动存在一定的滞止区.     

导弹尾焰对其飞行性能的影响研究

基于压力隐式算子分裂（pressure implicit with splitting of operators, PISO）算法,通过求解Navier-Stokes方程,对不同尾部形状的弹体在M∞=1.2～10飞行条件下发动机内流场、尾焰及弹体绕流形成的干扰流场进行了一体化数值仿真,得出了马赫数、弹体表面压力等流场参数的分布.用TTM方法生成结构网格,采用标准k-ε两方程湍流模型.结果表明：尾部形状为直角时,M∞越大,尾焰膨胀与边界层分离越弱,尾焰诱导激波越靠近弹体尾部;尾部形状为环形时,尾焰对导弹飞行性能影响较小.计算结果与试验数据吻合,可为工程设计提供参考.     

小推力火箭发动机羽流流场数值仿真

研究了小推力火箭发动机羽流流场，通过求解Navier—Stokes方程对其进行了数值仿真；采用结构和非结构网格并分别用TTM方法和Delaunay三角形方法来生成；利用压力隐式算子分裂(PISO)计算方法，得到了几种羽流流场参数，为进一步预测羽流效应打下了基础。     

船用排气消声器阻力特性研究

为了满足新型船对排气消声器的阻力特性要求，在对原有型式排气消声器流场数值模拟结果进行分析后，以消声器外形结构尺寸保持不变为原则，对其内部局部阻力大的部位进行了多方案的结构调整，确定了排气消声器的改进结构，其压力损失比原型消声器降低了27％。按照所确定的结构制作了几何比为1：2.5的实验模型，模型实验结果表明，本文的数值模拟方案具有令人满意的精度，对于船用排气消声器阻力特性预估是非常有效的。     

有约束边界的微波等离子体喷流电子数密度分布规律实验研究

对等离子体进行电子数密度诊断是开展等离子体飞行器隐身研究的基础。利用发射探针诊断真空中有约束边界微波等离子体喷流中的电子数密度。诊断实验表明:在有约束边界条件下,当真空环境压强为2~6 Pa、微波等离子体发生器(MPT)以60 W以下的微波功率击穿流量范围是21~105 mg/s的氩气时,所产生的喷流中电子数密度分布在1015~8×1016m-3范围内。     

某锅炉排汽管道的受力分析与计算

本文根据流体力学和机械力学原理，对ＨＧ６７０／１４０型锅炉排汽管道进行了受力分析，提出了对锅炉排汽管道进行受力计算的具体方法，并给出了具体计算结果。     

柴油机排气管恒温进气的内流场数值模拟

采用汽车尾气温差发电技术是一种合理有效的节能方法,而温差发电器件的安装位置将直接影响传热效果。根据柴油机排气管道的内流特点,建立流动模型,利用FLUENT软件进行了数值模拟,根据计算仿真的结果,通过对速度场、压力场、温度场和湍动能的计算值的分析,精确的指出了热量利用的最佳区域。     

某火箭弹制造缺陷对起始扰动影响的仿真研究

目的　研究火箭弹制造缺陷对起始扰动的影响． 方法　根据火箭武器系统结构特点, 建立火箭起始扰动发射动力学模型, 应用蒙特卡洛方法对火箭发射过程进行数值仿真． 结果　得出了火箭弹质量偏心、动不平衡、推力偏心等对火箭弹起始扰动的影响规律． 结论　火箭弹缺陷对起始扰动的影响不容忽视, 在火箭武器研制中应该对此加以考虑     

1000MW机组高位布置排汽管道内湿蒸汽的数值模拟

排汽管道是空冷岛重要的系统和部件,其管线布置方式是否合理,管内压降及蒸汽流量分配均匀性是否满足设计和使用要求,影响到空冷凝汽器的运行效率和冬季的防冻维护,是直接关系到发电机组经济运行和安全的大问题。应用Ansys、Fluent等计算流体力学软件对某1000MW直接空冷机组高位布置排汽管道内的湿蒸汽进行了数值模拟,并对模拟结果进行了简要分析、研究。为直接空冷机组排汽管道的设计选型提供了参考依据,并对直接空冷机组排汽管道的进一步优化设计提供帮助。