火箭喷流波系的数值研究

根据ＭＵＳＣＬ格式的基本思想，对格式进行了部分修改，数值模拟了火箭喷流流场的波系结构。     

防热环对空气舵舵轴流动及气动加热影响

空气舵缝隙内的舵轴是高速飞行器受热最严酷的部位之一。为减小舵轴的防热压力, 通过在舵轴周围设计防热环, 将舵轴的高热流区转移到防热环, 大幅减小舵轴的气动热载荷, 从而有效实现舵轴承力功能和防热环承热功能的分离。通过数值计算和试验研究分析了舵轴防热环的降热效果与机理, 获得以下结论: 通过有无防热环方案的仿真和试验对比, 表明了增加防热环能够明显降低舵轴热环境; 通过对舵缝隙内外流动的细致分析, 给出了舵轴防热环通过转移高热流区降低舵轴热流的降热机理; 通过不同舵偏和不同流态有无防热环方案数值计算的对比表明了防热环对舵轴热流的降低作用具有广泛适用性。      

发动机喷流对体襟翼干扰特性的数值模拟

出于俯仰配平控制需求，面对称飞行器通常会在力臂最长的尾端面布置气动控制面——体襟翼.由于体襟翼与发动机喷管距离较近，因此，极易受到发动机喷流干扰.该干扰力虽远小于发动机推力，但其力的作用方向垂直于体襟翼，力臂明显更长，导致喷流干扰所产生的俯仰力矩相对发动机推力所产生的俯仰力矩而言并非小量，甚至给飞行器控制造成不利影响.文章通过数值求解多组分N-S方程，分析了发动机与体襟翼之间的喷流干扰流场机理，发现了该喷流干扰力特性在低空低速和高空高速截然相反的原因.      

带喷流超声速光学头罩流场气动光学畸变试验研究

超声速光学头罩在大气层内飞行时, 需要在光学窗口表面顺来流方向进行喷流冷却, 致使窗口上方流场更为复杂. 目标光线穿过窗口上方流场, 受到激波、膨胀波、混合层、湍流边界层等流场结构引起的变密度场影响而产生波前畸变, 导致成像出现偏移、抖动、模糊等气动光学效应. 本文对马赫数3.8来流条件下有无喷流时超声速光学头罩流场引起的气动光学波前畸变进行了试验研究. 基于纳米示踪的平面激光散射技术, 首先对流场图像进行密度校准获得高时空分辨率密度场, 然后采用光线追迹法计算得到波长532 nm平面光波垂直于光学窗口穿过流场后的光程差(optical path difference, OPD)分布, 并对窗口上方近壁区有无喷流状态的流场结构引起的 OPD分布进行了研究. 发现无喷流时, 流场结构相对较为简单, 窗口上方有较长的回流区和层流区, 而有喷流时窗口上方出现复杂的剪切层、混合层及湍流边界层, 流动很快就转捩为湍流结构, 其引起的气动光学畸变要明显高于无喷流状态. 无喷流状态相隔5 μs的流场引起的光程差均方根值分别为0.0348 和0.0356 μm, 有喷流状态的光程差均方根值分别为0.0462 和0.0485 μm. 关键词： 超声速 喷流 气动光学 光程差     

航空发动机喷流起电机理建模与试验研究

以研究航空发动机喷流起电的机理以及喷流起电对飞行器整体带电特性的影响为目的, 对起电机理进行了建模和实验验证. 首先以流体运动方程为基础, 建立了航空发动机带电粒子浓度的动态仿真模型, 仿真得到发动机燃烧过程中的各类粒子浓度变化情况. 其次, 设计了用于发动机喷流起电探测的静电感应传感器, 对装配涡扇发动机的某型飞行器进行了地面试验测试, 得到了发动机启动、稳定运行、加速、减速、停止等状态的动态电位. 仿真及实验结果详细地描述了发动机喷流起电的机理, 以及喷流起电会使飞行器带负电的结论, 为进一步分析飞行器飞行过程中整体带电特性提供了指导. 关键词： 航空发动机 喷流起电 传感器     

新型液体火箭发动机燃烧不稳定性研究

应用CFD方法对新型液体火箭发动机燃烧过程进行全尺寸数值模拟。首次有针对性地系统得出了混合比、液氧喷雾初始尺寸分布、缩进区液氧蒸发质量对氢氧火箭发动机燃烧振荡的影响规律,评估了1轮毂3径向喷嘴隔板抑制燃烧振荡的效果,并对氢氧、液氧/甲烷两种火箭发动机的燃烧不稳定性特征进行了对比分析。结果表明:存在某一特定的混合比、喷雾液滴直径、缩进区液氧蒸发质量敏感区间,易导致不稳定燃烧;喷嘴轮毂隔板可很好地抑制燃烧振荡;氢氧、液氧/甲烷燃烧分别以高频和低频压力振荡为主。     

发动机热喷流红外辐射计算与仿真

利用求每个小视场视线方向辐射亮度的方法计算喷流红外辐射的光谱分布。以辐射传递方程数值和形式为基础,采用Malkmus统计窄谱带模型和Curtis-Godson(CG)近似求视线方向的辐射强度。采用CFD分析软件FLUENT模拟流场和组分摩尔分数分布。建立喷流红外成像仿真模型,仿真生成了液体火箭发动机热喷流红外图像。结果表明,该方法可以很好地分辨出流场的细微结构。该模型也适用于航空发动机喷流红外辐射计算与仿真。     

固体火箭发动机振动试验过试验分析与控制

针对固体火箭发动机振动试验过程中出现局部过试验情况影响振动试验质量以及由于响应测点分布的局限性导致试验周期延长等问题,采用有限元技术与实际试验方法相结合,构建振动力源、试验夹具和固体火箭发动机一体化有限元模型。应用此模型进行振动试验系统动态力传递特性研究,找出振动力源、试验夹具和发动机之间动态力传递规律,选择合适的控制点与控制策略,改善振动试验局部过试验问题,提高振动试验质量,缩短试验周期。     

超声在固体火箭发动机无损检测中的应用

在固体火箭发动机的研制中，无损检测技术非常重要。本文介绍了一些主要的超声检测方法及其应用。脉冲多次反射法用于检测固体火箭发动机壳体与衬层之间的粘结质量。特性参数和扫频超声法以多层介质理论为基础，用于检测固体火箭发动机的深层粘结质量。     

路堤倾角变化对高速列车侧风运行气动特性影响

采用计算流体力学方法,探讨路堤倾角变化对高速列车侧风运行气动特性影响.结果表明:随着路堤倾角增大,头车侧向力系数先增加后减小,而中间车侧向力系数则持续减小.尾车上的侧向力系数先是略微减小,当路堤倾角达到47.5°时,侧向力系数随倾角增加而增加.作用在中间车上的负升力随着路堤倾角增加而增加.尾车的升力系数对路堤倾角变化非常敏感,变化幅度较大.路堤倾角变化时高速列车绕流流场变化,从而导致列车受到的气动力发生变化.     

化学反应机理对液氧煤油发动机尾焰红外特性影响研究

提出了一种液氧煤油发动机尾焰红外辐射特性计算方法,首先采用计算流体力学软件对液氧煤油发动机内流场进行计算,然后以获得喷管喉部截面参数作为入口边界条件计算发动机尾焰流场,最后以发动机尾焰流场参数分布为基础,采用有限体积法对发动机尾焰红外光谱辐射特性和成像特性进行计算,并对比验证了模型和方法的准确性。在此基础上,研究了化学反应机理和复燃反应过程对尾焰红外辐射特性影响。结果表明,采用多步化学反应能够准确模拟液氧煤油发动机内流场,温度相比热力学计算大3.34%,压力相比试车测量大2.89%;考虑复燃反应使尾焰红外辐射强度增强显著,在采用单步化学反应和多步化学反应两种工况下2~5波段红外辐射强度分别增大50%~100%和150%~170%,但不会影响尾焰红外光谱辐射特性和红外总辐射强度随探测角变化趋势;采用单步化学反应和多步化学反应都能够获得清晰结构的红外成像图像,但是前者2~5尾焰红外辐射强度要比后者增大90%~190%,且两种工况下发动机尾焰红外光谱辐射特性差别很大,尾焰红外总辐射强度随探测角变化趋势也不同。     

高架桥声屏障高度对列车气动特性影响的数值模拟

采用计算流体力学方法对高架桥声屏障高度影响高速列车空气动力特性进行数值研究.通过网格划分、湍流模型选取、边界条件设置等来提高数值计算精度.结果表明,当高速列车运行在下风向时,头车、中间车上的侧向力随着声屏障高度增加而逐渐下降.头车所受的侧翻力矩在整车中最大,且随着声屏障高度的增加而逐渐减小.随着声屏障高度的增加,上风向工况下中间车受到的侧翻力矩要大于下风向工况.上、下风向工况下高速列车气动特性差异主要是由于流动空腔中列车所处的相对位置不同,改变了车体表面的压力分布,从而改变了车体所受到的气动力、力矩.     

合成双射流激励器振动噪声特性

合成双射流激励器工作噪声远低于合成射流激励器工作噪声, 但其噪声特性仍然限制了其应用于笔记本电脑、空调、冰箱等室内电子设备散热. 为降低合成双射流激励器整体噪声, 采用数值模拟的手段探究合成双射流激励器在不同边界条件下的振动噪声特性, 为合成双射流激励器降噪设计提供指导. 结果表明: 压电振子与壳体的振动共同影响着激励器振动噪声声压级大小; 夹持条件对振动噪声影响很大, 压电振子处于夹支条件时, 激励器的振动噪声声压级比压电振子处于简支时的激励器最大声压级低10 dB.      

湍流空气自由射流引射特性的比较研究

对商用CFD软件中的四种湍流模型给出的湍流空气自由射流引射特性计算结果进行了比较,并将采用四种湍流模型计算获得的射流引射量计算数据与文献报道的采用多孔壁技术获得的射流引射量实验数据进行了对比,结果表明：在四种湍流模型中,标准K—ε湍流模型给出的湍流空气自由射流引射规律与实验数据较好符合。本文还选用标准K—ε湍流模型对欠...     

进入轨道偏差对火星科学实验室气动力特性的影响

针对火星科学实验室(MSL)高超声速进入过程,利用三维并行程序求解流体力学Navier-Stokes方程,耦合真实气体模型,分析火星大气中真实气体效应对进入器气动力特性的影响量在进入轨道发生偏差时的变化规律.结果表明:对海盗号的计算结果与飞行数据符合很好,验证了火星大气真实气体模型和计算方法;真实气体效应影响下,激波层厚度大为减小,温度下降明显,进入器阻力系数明显增加,升力系数变化不大,俯仰力矩系数增加,基准状态下配平攻角较完全气体减小约2.2°;高度不变,Ma数增加导致阻力系数和俯仰力矩系数增大,配平攻角和完全气体的差值由1.6°增加到2.6°,表明Ma数变大时真实气体效应引起的气动力变化增强;Ma数不变,高度增加略微减弱波后化学反应,对进入器气动力特性基本没有影响.     

Elemental Analysis of Engine Parts of the Proton Rocket Carrier with Resonance Neutrons

At the JINR Laboratory of Nuclear Physics, neutron–nucleus interactions are investigated for fundamental and applied purposes using the IREN pulsed neutron source. The applied research includes an elemental analysis of constituent materials of various devices. This paper describes the elemental-analysis techniques employed and reports the measurement of palladium abundances in the engine components of the Proton rocket carrier. The elemental-analysis technique involving resonance neutrons, currently implemented with the Romashka apparatus, is shown to be sensitive to palladium abundances at a level of 2 mg/g for samples with masses on the order of 60 g. Further developing the method will boost its sensitivity and allow for elemental analyses of larger samples and their assemblies.     

用于固体火箭羽焰真温测量的宽量程多光谱高温计

现有的多光谱高温计的测量下限均大于1 173 K(900 ℃),不适用于新型火箭羽焰真温测量范围的要求(900~2 700 K)。为了解决现有的多光谱高温计无法测量1 173 K以下羽焰真温的问题,研制了用于固体火箭发动机羽焰真温测量的宽量程多光谱高温计。该多光谱高温计采用了并联光电探测器阵列相邻像元的方法,并且创建了基于对数函数的900~1 173 K温区的温度标定方法,从而拓宽了高温计的温度测量范围。针对某型号固体火箭发动机羽焰的三个目标点进行了现场测量,实验结果验证了该高温计的有效性。     

夸克喷注与胶子喷注角分布特性的研究

用蒙特卡洛模拟Jetset 7.4产生质心能量为91.2GeV的正负电子对撞事件. 在引入喷注的圆锥角后, 对不同味的夸克喷注和由不同味夸克发射的胶子产生的喷注的角分布特性进行了仔细研究. 结果发现, 在相同的能量下, 胶子喷注的角分布范围比夸克喷注的角分布范围要明显宽一些. 在带电粒子数、横动量相同的条件下, 胶子喷注的平均圆锥角比夸克喷注的平均圆锥角大很多. 喷注的平均圆锥角随带电多重数以及喷注的横动量的分布都呈线性正关联. 由不同味的夸克发射的胶子产生的喷注的圆锥角分布特性相同；而不同味的夸克喷注的圆锥角分布存在明显的差异.