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化学发光能够对火焰结构和燃烧过程进行良好的表征,但利用化学发光对湍流火焰进行测量的研究相对较少。为了更深入地研究和发展湍流燃烧理论,设计了伴燃射流燃烧器,通过ICCD相机和相应滤波片获取了OH^*和CH^*的化学发光图像,对甲烷/空气层流和湍流预混火焰的化学发光特性进行了研究,并利用分布高度、峰值位置、强反应区占比、峰值等参数对不同速度和当量比时的OH^*和CH^*进行表征。结果表明,层流时OH^*和CH^*的分布明显不同,而湍流的混合作用导致二者的分布范围趋向一致。随着当量比增大,不同速度下OH^*和CH^*的分布高度都呈单调递增趋势,但湍流的增长趋势要相对平缓;峰值位置的变化趋势与分布高度几乎一致,间接表明OH^*和CH^*的主导生成反应不变。强反应区占比在层流和湍流状态下的表现完全相反:从贫燃到富燃,层流中由大于0.1降低到0.05以下,而湍流中则由0.05上升到0.1以上,表明湍流对贫燃时的燃烧反应起抑制作用,在富燃时反而起促进作用。另外, OH^*和CH^*的峰值变化可以对火焰的流动状态进行判断,且CH^*尤为明显:随当量比增加,如果峰值先升后降,则可以认为火焰为层流状态;如果峰值单调递增,则是湍流状态。以速度和当量比为自变量,以OH^*和CH^*的峰值比为因变量,提出了不同速度条件下利用化学发光对当量比进行定量表征的统一关系式,解决了不同速度时需要分别进行拟合的问题,对后续的化学发光燃烧诊断研究具有重要意义。 相似文献
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为了分析飞秒激光烧蚀过程,在双相延迟模型的基础上建立了双曲型热传导模型.模型中考虑了靶材的加热、蒸发和相爆炸,还考虑了等离子体羽流的形成和膨胀及其与入射激光的相互作用,以及光学和热物性参数随温度的变化.研究结果表明:等离子体屏蔽对飞秒激光烧蚀过程有重要的影响,特别是在激光能量密度较高时;两个延迟时间的比值对飞秒激光烧蚀过程中靶材的温度特性和烧蚀深度有较大的影响;飞秒激光烧蚀机制主要以相爆炸为主.飞秒激光烧蚀的热影响区域较小,而且热影响区域的大小受激光能量密度的影响较小.计算结果与文献中实验结果的对比表明基于双相延迟模型的飞秒激光烧蚀模型能有效对飞秒激光烧蚀过程进行模拟. 相似文献
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采用实验加仿真方法研究了等离子体合成射流对超声速混合层的影响.使用基于纳米粒子的平面激光散射技术(nanoparticle-based planar laser scattering,NPLS)、粒子图像测速技术(particle image velocimetry,PIV)以及纹影手段获取了单次脉冲对混合层的影响.采用二维数值仿真对布置在不同位置的高频激励器的混合效果以及激励器的性能进行了研究.通过对比有扰动和无扰动的NPLS、PIV以及纹影实验结果,发现等离子体合成射流对超声速混合层有明显的扰动,射流喷出时会产生较强的斜激波.对数值仿真结果的分析表明,等离子体合成射流可以有效地增强混合层的厚度.对比激励器布置在不同位置工况下的混合层厚度,可以看出在激励器隔板末端对混合层的扰动效果最好,混合层对在隔板末端的激励器扰动响应也是最快的.对等离子体合成射流激励器的性能分析表明,在隔板末端的激励器输出的能量最多.通过分析等离子体合成射流的作用过程,可以看出激励器在隔板上下表面布置的作用形式是通过作用来流进而影响混合层,在隔板尾端布置的等离子体合成射流激励器直接作用在混合层上,实现混合增强. 相似文献
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针对现有参数化Scheimpflug相机标定方法中初值确定过程复杂的问题,提出一种非参数化的基于广义成像模型的Scheimpflug相机标定方法。该模型将Scheimpflug相机看作一组像素和其对应的虚拟空间光线的集合,标定直接确定像素点与对应光线间的投影关系,能够避免参数化标定模型中复杂的初值确定过程。并基于不同视角下的标定图像中,同一像素点对应的多个位于不同局部坐标系下的控制点应在某一公共坐标系下共线的基本假设,提出基于棋盘格平面标定板的两步标定方法。利用多幅具有足够重叠度的标定图像进行粗标定,再将其他图像根据与已标定区域重叠度大小逐幅加入标定流程以完成初始标定;采用光束法平差算法对标定参数进行迭代优化。实验结果表明,所提方法操作灵活,正确有效,精度可靠。 相似文献
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本文研究了三角翼迎风面边界层中的非定常横流不稳定性.实验在马赫6低噪声风洞中进行,模型为平板构型,攻角为5°和10°.通过温敏漆技术,观察到在远离头部的区域,边界层转捩阵面光滑且平行于前缘,通过Kulite高频脉动压力传感器得到的功率谱密度曲线中有明显的f≈10 kHz的扰动波信号峰值.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术,在平行前缘方向对此区域进行流场可视化,观察到规则的向下游卷起的涡结构,形态与数值模拟中的横流涡形态一致,且涡结构的位置不是固定的,因此该10 kHz的信号为非定常横流波信号.只有在边界层为层流时,才能够观察到明显的10 kHz左右的非定常横流波信号峰值,边界层转捩中或转捩后,脉动压力的功率谱密度曲线为低频成分占主导的宽频分布.提高单位雷诺数,同一压力测点位置得到的横流波幅值先增长至饱和而后衰减.增大攻角时,横流行波幅值增长更加迅速,在较低的雷诺数下就可以增长至饱和.另外,还利用Kulite传感器阵列测量了横流波的相速度和传播角度,文中所测状态下,相速度分布在0.24—0.32倍来流速度之间,传播角度与来流方向夹角在40°—60°之间.并且,增大攻角时,横流波的相速度变... 相似文献
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在高超声速静音风洞内, 通过基于纳米粒子示踪的平面激光散射(nano-tracer-based planar laser scattering, NPLS)技术、高频压力传感器和温敏漆(temperature sensitive paints, TSP)技术开展了0°攻角条件下7°直圆锥高超声速边界层转捩相关实验研究, 得到了圆锥边界层由层流发展至湍流完整过程的NPLS图像, 清晰地展示了第2模态波的"绳状"结构, 尖锥与钝锥边界层的NPLS结果表明尖锥边界层转捩中第2模态波占主导, 而钝锥边界层在转捩前出现波长约为第2模态波波长5倍(甚至更长)、特征频率不高于31 kHz的狭长涡结构; 采用功率谱密度(power spectrum density, PSD)分析、互相关和N值计算对高频脉动压力数据进行分析, 得到了边界层内扰动波的发展规律, 在尖锥和钝锥中均观察到了沿流向第2模态波幅值先增大后减小、特征频率逐渐降低, 低频成分逐渐增加, 表明边界层发展过程中第2模态率先发展达到饱和, 而后逐渐衰减, 而低频模态则逐渐发展; 通过TSP技术得到了不同单位Reynolds数下的圆锥表面温升分布, 结果表明, 随单位Reynolds数增大, 边界层转捩阵面前移. 相似文献
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气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一,但由于风洞实验模拟能力的限制,风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别,导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计.以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强,没有考虑到气动热的具体影响参数,存在一定局限性,难以外推应用于其他外形的飞行器.为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题,基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数,并通过推导化简边界层近似解热流公式,针对层流流态建立了气动热关联换算方法,可以考虑当地边界层外缘参数的影响,具有一定通用性.在此基础上,利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况,并与飞行测量结果进行了比较,外推预测结果与飞行测量结果符合较好,表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算. 相似文献
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航天动力学软件是航天动力学理论与工程实践联通的桥梁,可以显著提高航天任务分析设计效率和水平.国际上已有一系列成熟的软件但多对我国禁运.近年来国内在航天动力学理论研究与工程应用方面均有长足发展,但成熟航天动力学软件方面几乎还是空白.本文从航天任务仿真分析和航天器轨迹优化两个方面综述国际上航天动力学软件的发展情况,着重介绍了典型的开源和商业软件,包括JAT,STK,Freeflyer,POST和ASTOS等.简单评述了国内航天动力学软件的发展情况.总结了各类航天动力学软件的技术特点,给出了对我国研制成熟航天动力学软件的启示和初步建议. 相似文献