不同锥角的直动式溢流阀稳态液动力分析

为了降低稳态液动力对比例溢流阀性能的影响,分析了阀座带锥角和阀芯带锥角两种比例溢流阀的基本结构方案,利用PRO/E建立两种结构下不同锥角的流道模型.通过计算流体动力学(CFD)流场仿真软件对不同阀座与阀芯锥角的锥阀口流场进行数值模拟,分析不同锥角阀口的压力流场分布.对不同结构、不同锥角情况下的稳态液动力进行分析,结果表明:阀座带锥角比阀芯带锥角的结构稳态液动力减小了35%~60%;当阀座半锥角为32.5°,阀芯半锥角为30°时,稳态液动力最小.     

内锥型空心弹阻塞临界入口锥角仿真研究

为了研究内锥型空心弹的阻塞现象与入口锥角的关系,仿真研究了入口锥角对空心弹流场的影响。在喉道与入口截面积比为0.6的条件下,基于可压雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程与单方程Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行研究。对斜坡流场进行数值仿真,并与实验结果对比,验证了该文方法的可行性。采用该文方法模拟了入口锥角分别为10°和30°条件下,空心弹在来流马赫数为2.5时的流场,发现入口锥角是造成气流阻塞的重要影响因素。在来流马赫数为2.5时,利用穷举法计算了入口锥角为10°～30°的流场变化情况,得到空心弹发生阻塞的临界入口锥角为17.8°。计算了空心弹在来流马赫数为2～4时的临界入口锥角,结果表明临界入口锥角随来流马赫数的增大而增大。     

注射螺杆流道熔体非等温流场的数值研究

使用CFD软件Polyflow,数值模拟了注塑机塑化和注射过程中两种止逆螺杆流道内聚丙烯熔体的三维非等温流场,讨论了流道内熔体的温度场、剪切速率场、黏度场和黏性热场.研究结果表明,塑化时,35°锥角比60°锥角螺杆流道内的熔体在螺杆头区域的温度高;注射时,35°锥角较60°锥角螺杆流道内熔体在出口处的温度和黏度都均匀.表明35°锥角螺杆与机筒配合得较好,更利于注塑成型.数值计算对比了60°锥角螺杆流道内熔体的非等温和等温流场,在螺杆头某一截面上非等温时熔体的平均黏度值比等温时的减少24%.温度影响熔体流场中各物理量的变化.非等温流场更能反映实际情况.     

高温化学非平衡效应对高超声速飞行器气动力/热影响的数值研究进展

本文主要针对高温化学非平衡效应对高超声速飞行器气动力热影响的数值研究进行了综述.首先分析了高温化学非平衡流动数值模拟中的物理化学模型影响,发现组分扩散系数模型会对完全催化壁条件下的气动热结果产生影响;不同化学动力学模型对于激波/激波干扰等复杂流动区域预测的热流峰值差距甚至高达20%以上.壁面催化效应对气动热影响显著,有限催化模型目前仍在发展当中,其中运用气固表面有限速率化学反应动力学方法得到催化反应速率的模型更具发展潜力.材料烧蚀会在边界层内引入质量引射效应,同时热解气体还会与边界层中的高温空气组分发生复杂化学反应,总体上会显著降低气动热.高温化学非平衡效应对飞行器表面压强的影响主要存在两种机制:一种是激波后比热比变小会引起波后压强增大;另一种是脱体激波角变小进而减小波后压强,对航天飞机、返回舱等典型外形的升/阻力影响相对较小,而对力矩影响较大.最后,高温化学非平衡效应对高超声速湍流边界层的脉动特性产生影响,同时使壁面摩阻增加而热流降低,但并未改变湍流边界层的速度、密度、温度和组分浓度的标度律.     

锥形流量计尾流流场分析

锥形流量计尾流流场通过差压影响锥形流量计的流出系数,是影响锥形流量计性能的关键指标.为此,使用PIV实验的方法研究DN100口径,β为0.65,前后锥角分别为26.0°和67.5°的锥形流量计尾流流场的速度分布状况.通过PIV实验得到锥形流量计尾流中存在漩涡结构.对比PIV实验和CFD仿真得到的锥形流量计尾流漩涡处的速度分布、漩涡中心得出结论:SST k-ω湍流模型更适合锥形流量计的三维流场的仿真.利用校准后的CFD仿真得到2个规律:经过管道内径的无量纲化以后,锥形流量计尾涡的涡心、漩涡尺寸在4×104~3×105的入口雷诺数范围内仅与β相关;在此入口雷诺数范围内,同一锥形流量计的尾涡涡心的位置和漩涡长度保持稳定.     

高超声速飞行器变比热驻点热流计算

 为快速准确预测高超声速飞行器驻点热流密度,基于P-R 状态方程,计算空气真实气体状态下比热比、定压比热容,得到温度拟合公式。应用变比热计算了高超声速飞行器激波后温度,应用空气真实气体状态下定压比热容计算了典型的高超声速钝头体驻点热流密度值。计算结果与实验值基本吻合,表明计算方法可行,有足够的精度,可为高超声速飞行器初步设计热环境计算和防热材料的合理选择提供可靠的参考数据。     

基于ADINA的液压锥阀流场解析

基于计算流体力学方法，用AutoCAD，Pro／E建立了液压锥阀的几何模型，采用ADINA软件的ADINA-FSI模块对不同情况下液压锥阀流场进行仿真分析，得到了锥阀流场的压力分布图和速度矢量图。通过ADINA的后处理模块，获得了锥阀不同开口度、入口流速、阀芯锥角与锥阀内部流场之间的关系。研究结果对锥阀结构优化设计具有一定的指导作用。     

激波风洞红外测热试验技术研究

介绍了激波风洞上进行的红外测热试验,其主要目的是研究在激波风洞试验中能否应用高速高精度的红外热像仪对模型表面的温度变化进行测量;研究红外热图数据处理方法,以获得模型表面大面积热流分布.试验采用玻璃钢模型,利用最高帧频为750帧/s的红外热像仪进行了测试.结果表明,该热像仪能够有效地测量激波风洞运行过程中模型表面温度的实时变化,从而测得模型表面热流分布.     

MPCCI在多物理场耦合计算中的应用

头锥结构在高速飞行状态下会产生气动热和结构传热问题,这是一种包含流场、结构场及温度场的多物理场耦合问题。在数值计算中,必须采用耦合计算的方法,才可以得到结构的准确温度和热变形情况,从而为结构设计工作做指导。本文采用松耦合策略,利用MPCCI软件,同时调用FLUENT和ABAQUS软件,以三维弹头结构为算例,计算得出了其在飞行状态下的外部流场特性,并对此弹头结构在不同飞行速度下的结构温升和热变形情况进行了对比研究,结果表明:飞行速度越大结构的温升越快,驻点的温度越高,结构热变形越大。     

超声速气动减速器的流场和温度场数值分析

利用有限体积法求解Navier-Stokes方程,数值模拟了配有3种不同长度仪器舱的充气式气动减速装置在超声速下的流场和温度场,并与风洞试验结果进行了比较. 研究结果表明：数值模拟得到的轴向力系数与风洞实验结果吻合很好,最大误差约5%;仪器舱的长短对激波结构和温度的分布有一定影响;在0~15°攻角范围内,锥形充气减速器对短仪器舱起到了很好的防热作用.     

水压锥阀内流场的数值模拟

在大雷诺数下应用雷诺应力湍流模型和计算流体力学方法对锥阀的内部流场进行数值仿真计算,着重研究阀的结构参数、入口压力、出口压力、阀口开度等对锥阀流场的影响.研究结果表明:阀的结构参数对流场的分布和气穴的产生有较大的影响.同时随着阀口开度、入口压力的增加,低压区逐渐扩大,压力逐渐下降,产生气穴的区域也随着扩大;而随着出口压力的升高,低压区的压力也逐渐升高,产生气穴的区域也逐渐缩小,对气穴有一定的抑制作用.     

用于汽车稀释排气流量测量的锥形流量计特性

为实现稀释排气流量的精确测量,进行了锥形流量计的结构设计.建立锥形流量计流量的理论计算模型,编制了计算软件.应用Fluent计算流体动力学软件对锥形流量计进行流量仿真,并研究了锥体前后锥角大小、有无连接支撑杆以及气体温度等因素对流量计流量计量特性的影响.最后进行与标准临界文丘里喷嘴组的对比验证试验.结果表明,理论计算模型、仿真计算、试验验证的一致性较好,该流量计具有较高精度和稳定性,适合应用于汽车稀释排气流量测量.     

锥阀流场的数值模拟与结构优化

运用PHOENICS流体计算软件,建立了锥阀的物理结构和参数的计算几何模型。采用了结构化正交局部加密网格,应用了k-ε湍流计算模型,对外流式锥阀的内部流场进行了模拟仿真,给出了优化方案。并对其进行了CFD验证,研究了流量变化、开启度变化对锥阀流场特性的影响。研究结果对于分析锥阀的性能、进行流道的结构优化和实际工程应用都具有一定的指导作用。     

耦合内弹道过程的膛口流场数值模拟与分析

为提高武器精度,模拟弹丸射入膛内后的膛口流场,耦合内弹道过程分析弹丸射出炮口前的初始流场和射出后的流场变化.采用内弹道经典模型计算膛内弹后气体流场,建立二维轴对称气体动力学模型计算弹前气体及膛口流场,通过弹前阻力将二者同步耦合计算.计算过程采用非结构网格方法,同时考虑运动弹丸的影响,计算结果与实验流场相吻合.计算结果捕捉到弹丸出炮口后在膛口形成清晰的瓶状波系.分析得到弹丸出炮口后1.5 ms时刻炮膛内外的马赫数轴向分布;此时火药气体在膛外膨胀的最大马赫数可以达到6.32;火药经过激波后气体速度迅速下降到声速以下.由于激波的作用,在激波前后压强会产生阶跃.     

复合导热系数在多层围护结构热分析中的应用及评价

为降低建模和计算的工作量,提出使用复合导热系数法将多层围护结构简化为单层并进行有限元热分析.与未经简化的多层结构模型的对比分析表明,简化后的单层模型能够准确地计算结构内外表面的温度分布和厚度方向的热流密度,进而显著提高了包含多层维护结构的建筑物热仿真分析的工作效率。     

对置式自由活塞发动机CFD建模与喷雾锥角研究

为了进一步提升对置式自由活塞发动机的燃料利用效率与排放性能,采用三维计算流体力学方法对该发动机的喷雾锥角进行了参数化仿真。设计了中央燃烧室结构与喷雾引导式燃烧组织方案。建立了中央燃烧室三维网格模型,根据原型样机设置了计算模型与计算条件。分析了喷雾锥角对缸内燃料分布、燃烧放热率、缸内压力、CO排放量和缸内温度的影响。研究结果表明喷雾锥角为40°左右时,点火时刻缸内燃料分布最为理想,发动机能够获得97.5%的燃烧效率、39.7%指示热效率和低于0.4%的CO排放量。     

内流式锥阀流场的数值模拟与结构优化

运用PHOENICS流体计算软件,建立了锥阀的物理结构和参数的计算几何模型.采用了结构化正交局部加密网格.应用了k-ε湍流计算模型,对内流式锥阀的内部流场进行了模拟仿真.提出了优化方案,并对其进行了CFD验证,研究了流量变化、开启度变化对锥阀流场特性的影响.研究结果对于分析锥阀的性能、进行流道的结构优化和实际工程应用都...     

锥形离心分离机中粒子运动的解与实验研究

作为固液及固气两相流中固体颗粒运动的基础性研究,以旋转锥形分离机为模型,水为介质,对不同尺寸的玻璃粒子在容器内的回转流场中的运动建立了动力学模型,并进行两相流在容器内实施连续流动过程中粒子运动全过程的数值解析与可视化实验.动力学模型中除考虑了传统的力外,还考虑了假想质量力、Basset力、Saffman扬力及压力梯度力等多种力的作用.计算中考虑了锥形容器锥角、流体垂直流速及不同粒子直径等参数.结果发现了容器高度、锥角、垂直水流速度、容器旋转速度以及粒子径与粒子分离时间的相互关系.计算结果得到可视化实验结果验证,并证明了其数学模型的正确性.     

SiC相变和热动力学性质的第一性原理计算(英文)

利用基于密度泛涵理论的全势能线性糕模轨函法计算了闪锌矿(ZB)和岩盐(RS)结构的SiC的相变和热动力学性质.结果发现SiC从ZB结构到RS结构的相变压力为55.9GPa,与其他计算结果一致.通过实验测得SiC在高温高压条件下的性质存在较大困难,因此基于准谐德拜模型本文研究了ZB结构和RS结构的热动力学性质,并且成功得到了相对体积V/V_0随压强P,热膨胀系数随温度T,德拜温度■和热容Cv随压强,以及热容随温度的变化关系,其中相对体积V/V_0随压强P的变化关系与实验结果吻合的较好.     

喉栓发动机压强响应速率影响因素分析

 为研究喉栓式固体火箭发动机喉栓运动过程中影响压强响应速率的因素,利用CFD软件建立二维模型,对压强调节过程进行仿真研究。分析了驱动系统牵引力、密封圈摩擦系数、推进剂主要性能参数以及喉栓头部几何构型对压强响应速率的影响。结果发现,驱动系统牵引力和推进剂压强指数以及喉栓头部半锥角对压强响应速率影响较大,高压下降低摩擦系数能够明显降低摩擦力提高压强响应速率,推进剂燃温对压强响应速率影响不大。