同心筒发射中旁泄流影响的数值研究

同心筒是一种先进的新型的舰载导弹垂直发射装置。文中采用动网格技术模拟了导弹在同心式发射筒内发射的瞬态过程。探讨了发射过程中旁泄流的产生与消失原因。通过设计内外筒的合理大小可以有效减弱旁泄流的影响。通过大量的数值实验,给出了避免外筒发生雍塞的代数关系式。     

典型护卫舰飞行甲板空气流场数值模拟

为研究护卫舰飞行甲板气流场特性,获得较高精度的流场数据用于飞行仿真,利用FLUENT对孤立简化护卫舰进行数值模拟.通过合理的网格划分以及对求解方法的验证,讨论了不同网格形式及雷诺数对计算结果的影响,分析了不同湍流模型对于舰船流场计算适用性,准确捕捉了飞行甲板处涡脱落频谱特征,提高了舰船气流场计算数据精确度.研究结果表明,对于一些精确度要求较高的舰船流场计算,ILES模型较为合适.     

用PLM格式和欧拉-拉格朗日模型计算喷管内气粒两相流场

采用自适应网格和二阶精度Godunov型PLM格式,结合欧拉一拉格朗日模型．计算了粒子不同负载比和不同尺寸时喷管内的气粒两相流场。计算结果给出了两相流场在喷管内和轴线附近的参数分布,发现尺寸较大颗粒在喷喉下游轴线附近会形成弥散激渡。使喷管出口截面上的参数呈现出不均匀性．弥散激波的区域随着负载比的增加而扩大。     

星形装药发动机点火过程数值分析

星形是固体火箭发动机常用的装药形式,而其点火瞬时过程对发动机能否正常工作起着极为重要的作用.文中以Fluent软件为计算平台,采用UDF编译来实现点火燃气和推进剂燃气的质量、动量、能量向燃烧室的注入,结合kε两方程湍流模型、Pl辐射模型对某有堵盖的星形装药固体火箭发动机的点火瞬态过程进行三维数值计算.计算结果预示了各时刻下星形装药发动机燃烧室内的流场状态变化、火焰在星角内和轴向的传播规律.     

液-液水力旋流器入口结构参数对压力特性的影响

通过对入口压力特性的对比试验，建立了入口结构尺寸及运行参数对压力损失的影响关系，为水力旋流器入口结构及参数的合理设计提供了依据。     

舰载导弹垂直发射装置模态分析与实验

对舰载导弹垂直发射装置进行了三维有限元分析,得出了自由振动的特性,并与短时间突然冲击的实验结果进行了比较。     

高压脉冲电场中填充活性氧化铝催化降解水中有机污染物

为了能够进一步提高脉冲高压放电过程对于水中有机物的去除效果,考察了在放电反应器内添加活性氧化铝和玻璃珠颗粒后对于水中苯酚的降解效果。这些颗粒催化剂被待处理苯酚溶液淹没,并在反应器内通入气体。实验结果表明在不同的放电电压下添加了活性氧化铝后,苯酚的去除率都有所提高,并且随着电压的增加,苯酚的去除率逐渐增加。在反应器内通入氧气后,苯酚的降解率明显上升。在放电电极之间添加了活性氧化铝颗粒之后,催化降解了更多的苯酚,并且改善了电极之间的放电条件,减少了能量损失,提高了能量利用效率。     

薄层火焰的双区域模型

提出了管道内预混气体爆炸压力与火焰阵面运动位置的“薄层火焰双区域模型”,以实验方法对模型的有效性和准确性进行研究,通过对实验数据与计算值的对比和相对误差分析,验证了模型在本文实验条件下的适用程度,模型对液化石油气(LPG)体积分数为4％～7％的预混气体爆炸具有较好的适用性,火焰阵面在小于8m范围内运动时,计算值的相对误差小于5％; 8～12.6m之间时,计算值的相对误差小于10％;在LPG体积分数接近爆炸上限时,即本文实验条件下,LPG体积分数大于或等于8％时,模型不具备描述压力与火焰阵面运动位置的能力.     

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.     

细水雾对油池火热释放速率影响的初步研究

热释放速率是反映火场规模与发展的最重要的基础参数,利用ISO9705实验台进行细水雾灭火有效性的影响因素及相关机理研究,不仅能营造出一个真实的室内火灾环境,而且能够得到火场的热释放速率。对汽油池火的初步实验表明：热释放速率曲线能直接反映出细水雾对火源的作用;细水雾作用下燃烧总的热释放量减少很大;开启水雾的时间不同,细水雾对热释放速率峰值的削减程度不同。