Investigation on the Separated Turbulent Flow Field in Dual Rectangular Jets

In the present paper, the flow field of dual rectangular jets was numerically simulated by solving the full Reynolds averaged Navier Stokes equations , where the RNG k ε model and the finite volume method were used. The flow structure in dual rectangular jets and the effects of the velocity were investigated. The numerical results agree qualitatively with the experimental data.

Numerical simulation of bubble breakup phenomena in anarrow flow field

Based on the boundary integral method, a 3D bubble breakup model in a narrow flow field is established, and a corresponding computation program is developed to simulate the symmetrical and asymmetrical bubble breakup. The calculated results are compared with the experimental results and agree with them very well, indicating that the numerical model is valid. Based on the basic behavior of bubbles in a narrow flow field, the symmetrical and asymmetrical bubble breakup is studied systematically using the developed program. A feasibility rule of 3D bubble breakup is presented. The dynamics of sub-bubbles after splitting is studied. The influences of characteristic parameters on bubble breakup and sub-bubble dynamics are analyzed.

高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术

综合高燃压中型运载火箭高密度发射燃气流地面排导需求及烧蚀风险分析,提出基于地面双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术方案。利用火箭发射燃气动力学研究总结的燃气流膨胀特性以及导流型面设计方法,解决了地面低高度排导技术涉及的地面导流装置导流型面气动设计以及尺度控制两个关键问题。地面低高度排导技术方案设计与燃气流场瞬态仿真多轮叠代,实现了燃气流排导烧蚀范围合理控制,避免了燃气流低高度排导烧蚀反溅影响箭体。地面低高度排导技术采用专利支撑的喷水冷却防护方案实现高燃压中型运载火箭发射燃气流强烧蚀环境发射系统、发射设施综合防护。基于喷流缩比试验相似性控制方法研制了1∶10比例喷流缩比试验系统,通过喷流缩比试验验证确认高燃压中型运载火箭发射燃气流能够实现地面低高度安全、顺畅排导,同时与发射台、导流装置结构融合的阵列喷水方案能够行之有效解决高燃压中型运载火箭地面低高度排导强烧蚀难题。

喷水推进器进水流道在来流含气条件下的内部流动特性分析

为了研究喷水推进器进水流道在来流含气条件下的内部流动特性,以轴流式喷水推进器为研究对象,对喷水推进器在不同来流含气条件下进行全流域定常数值仿真,得到了不同来流含气条件下进水流道各截面气相体积分数分布特征和不均匀度变化规律.计算结果表明:在低航速区间时,进水流道内流量小、流速低,受管道几何结构影响,下部弯管处流体堆积现象明显,随着航速的升高,流量增大、流速提高,流体在上部弯管处产生流动分离,导致堆积区向上部弯管转移;在来流含气条件下,进口含气率和气泡直径的增大,会导致气液两相干涉作用变强,造成气体堆积现象加剧,影响流面的不均匀度.

波流环境中多孔射流三维数值模拟

建立了波流环境中多孔射流的三维大涡数学模型,探讨了波流共同作用下多孔射流的扩散和稀释机制,分析了孔间距对双孔射流、射流与环境水体相互作用的影响,并给出了最优相对孔间距。模拟结果表明:在波谷相位时刻,由于横流与波浪相互作用强烈,流场内的三维涡旋结构丰富、尺度较大、数目众多,有利于射流与环境水体、射流与射流之间的掺混,这是波流环境比单一横流环境中多孔射流运动扩散效果更佳的主要原因;随着孔间距的增大,双孔射流之间的相互作用慢慢削弱,而射流与环境水体之间的相互作用却在不断增强;双孔射流在孔间距为7.0倍管口直径时扩散效果最好。

综掘工作面风流调控装置与射流风幕综合调控粉尘场优化分析

为解决目前综掘工作面传统混合式通风下粉尘聚集污染严重的问题,提出了利用出风口风流调控装置与抽风口射流风幕综合调控优化粉尘场的思路。以陕北某矿综掘工作面为研究对象,建立了风流-粉尘气固耦合场有限元模型,分析了调控装置口径、调控装置右偏角、风幕出口宽度、风幕出口速度及风幕出口张角等参数对粉尘场的影响;设计了正交试验以确定最佳综合调控方案,设计搭建了实验平台进行综合调控方案准确性和降尘效果验证。结果表明:在该综掘工作面通风系统布局下,当调控装置口径1.2 m,调控装置右偏角9°,风幕出口宽度0.14 m,风幕出口速度7 m/s,风幕出口张角60°时,司机位置粉尘质量浓度和行人呼吸带高度平均粉尘质量浓度分别降低91.7%和74.9%,测试误差均在10%以下,有效改善了通风环境。

巡航状态下泵喷推进潜艇流场与声场特性研究

为研究巡航状态下泵喷推进潜艇流场和声场的分布规律,本文基于分离涡模拟湍流模型进行全流域非定常数值计算,运用声学有限元方法预测流动诱导噪声。试验研究在循环水槽试验台进行,采用水听器和推力采集系统测试噪声和推力信息。结果表明:外流场对喷流流场的影响随航速的增加而减弱,泵喷内部存在流道堵塞现象;叶轮噪声为最主要的流体动力噪声源,其频谱特性与压力脉动的频谱特性相似;过流壁面噪声声压级在子午面呈偶极子分布,而喷流噪声在弧矢面分布有一定的均匀性,在子午面上沿喷流方向存在极大值。研究揭示了巡航状态下泵喷内部的复杂流动过程和各类流动诱导噪声分布规律,为高效低噪的泵喷推进器设计和性能优化提供了一定的理论基础和技术支持。

自然空化尾空泡内超声速射流流场特性数值研究仿真

为揭示自然空化尾空泡内超声速流场的演化规律与空泡内部的流场结构,文中基于限体积法流体体积多相流模型,对自然空化尾空泡内超声速射流流场展开仿真研究,对比了不同空化数和来流攻角下的空泡内部流场参数分布,得出如下结论:自然空化尾空泡在超声速射流入射后,空泡形态较稳定,其演化主要集中在空泡尾部闭合处;空泡内超声速射流流场发展主要受回射流影响,无来流攻角时受回射流冲击,射流轴向发展受抑,轴向射流出现“回缩”现象,有来流攻角时,回射流位置发生偏移,其剪切卷吸作用占主导,射流轴向发展迅速;航行器姿态的稳定性主要受来流冲击和表面高压区分布的影响,空化数较小时,增大来流攻角可大幅度增加航行器俯仰力矩。

固体发动机水下点火尾流场计算

为研究固体发动机水下点火初期喷管内燃气泡的流动和发展过程及流场结构,利用CFD方法通过fluent分析软件对固体火箭发动机水下点火过程气液两相流场进行数值模拟计算,得到了发动机尾流场燃气马赫数、压力、温度等瞬态阶段演变情况。结果表明,发动机水下点火时,燃气与水之间产生强烈地相互作用,射流通道沿轴向存在周期性胀缩,一个周期内相继出现膨胀—液体回压—回流—颈缩—继续膨胀现象,随着流场发展涨缩强度逐渐减弱,颈缩位置向下游移动;燃气射流初期,轴向压力最高点在燃气泡头部位置;点火初始时刻喷管出口出现压力峰值;全计算域内温度在一定范围内振荡,沿轴向远离出口区域有剧烈的传热和明显的气液混合。

基于LES湍流模型的角形喷嘴数值模拟

针对RANS方法存在空化流场预测不准确的问题,通过采用大涡模拟(LES)对角形喷嘴进行数值模拟来获得其瞬时速度场以及空化云分布。通过对其流场进一步分析,揭示了空化水射流在发展过程中漩涡结构与空化之间的关系以及不同压力下的射流分布特征,为工程实践应用及空化射流机理提供了理论参考。

固体火箭尾流场对舱体冲击效应研究

火箭燃气射流对搭载平台的冲击效应是搭载平台表面防护和结构设计的重要依据。为研究不同射角下高速射流对舱体的冲击效果,基于有限体积法,采用SST k-ω湍流模型,建立固体火箭发射过程的三维仿真物理模型。分别在70°射角和56°射角工况下,对固体火箭发动机喷出的燃气射流进行数值模拟,得到了不同时刻射流的特性以及两射角下舱体上表面受射流影响情况,分析射流对舱体表面的冲击效应。分析结果表明,射流冲出喷管后在空气中膨胀,形成曲面激波。抵达舱体表面后压缩,产生高温高压区,随后温度和压力沿舱体表面流动逐渐降低。舱体表面温度和压力变化趋势相一致,56°射角时舱体表面温度较低,受到的冲击效应更大。

射流电沉积流场变化对铜沉积层的影响

目的探究射流电沉积过程中电镀液流场参数对铜沉积层的微观形貌、粗糙度、定域性和沉积速率的影响。方法以铂丝为阳极、镍板为阴极,电镀液从内置阳极铂丝的喷嘴流出接触镍板阴极,在外加电场作用下铜离子还原形成铜沉积层。通过控制喷嘴形状、长宽比例(1∶1、2∶1、4∶1、6∶1)等来改变射流状态及流场参数。利用激光三维形貌仪、扫描电镜、COMSOL模拟等手段分析流场参数变化对铜沉积层粗糙度、定域性、缺陷的影响规律。结果当喷嘴面积固定时,矩形喷嘴长宽比的变化显著影响铜沉积层的粗糙度、瘤状沉积物、定域性以及内部缺陷。当长宽比为1∶1时,沉积层面粗糙度Sa=5.40μm,定域性差,沉积范围为喷嘴宽度的192%,且瘤状沉积物较多。随着长宽比的减小,表面粗糙度逐渐降低,结构趋于均匀,瘤状沉积物也相应减少,且定域性精度增加。当长宽比为6∶1时,铜沉积层面粗糙度Sa=2.76μm,定域性误差为-1%,瘤状沉积物显著减少。利用截面扫描电镜观察发现,当长宽比为6∶1时,沉积层内部的微裂纹、气孔最少。COMSOL流场模拟了不同长宽比下流场的速度分布,结果与实验一致。结论流场速度分布的均匀性显著影响铜沉积层的表面质量和内部结构。流场流速分布均匀性增加,则沉积层表面粗糙度降低,气泡、瘤状物等减少,且内部致密性增加,微裂纹、微孔洞等沉积缺陷明显减少。

带上盖开发隧道通风流场特性及射流风机偏转角度研究

带上盖开发的隧道结构复杂,通风流场紊乱,隧道运营通风能力难以得到保障。揭示这类隧道的通风流场特性,优化隧道风机布置参数具有重要意义。以广州市某珠江过江隧道工程为背景,利用数值模拟方法,探究不同风机偏转台数、偏转角度工况下隧道通风流场特性、风机升压能力。结果表明:带上盖开发隧道风机安装位置受限、复杂结构通风阻力大,导致隧道通风流场分布不均,风机升压能力较差,风机难以提供可靠的运营通风能力;带上盖开发隧道设置3台吊顶式风机时,通过合理的设置风机偏转台数和风机偏转角度,能够稳定隧道通风流场,提高平均风速,优化隧道内通风效果;当3台吊顶式风机全部偏转布置或风机偏转角度大于5°时,虽能增大未安装风机一侧的通风风速,但会导致射流分布不均,安装风机一侧风速降低,过多射流偏转也将携带更多动能撞击隧道壁面,导致射流遭受的能量损失增大,不利于隧道通风流场的稳定;采用2台吊顶式风机偏转2°~5°布置时,此时隧道内流场分布均匀,射流风机升压系数为0.7~0.8,隧道内风机射流阻力损失约28~29 Pa,可提升风机升压力,减小风机射流阻力损失,利于带上盖开发的隧道运营通风。研究结果可为优化带上盖开发隧道射流风机布置方式和保障运营通风效果提供参考。

对撞射流下通风空间的流场结构实验研究

为了研究送风口和回风口位置对室内流场结构的影响,本文搭建了采用多条缝对置撞击送风的通风缩比模型实验平台,利用激光粒子测速技术研究了等温和非等温工况下多条缝通风空间中不稳定气流场的速度和湍流信息。结果表明:等温和非等温工况下,送风口截面的流场速度、湍动能和涡量的空间分布类似,最大值分别可以达到1.3 m/s、0.1 m^(2)/s~2和60 s^(-1),射流碰撞形成2个大尺度涡旋,造成流场结构不稳定;CS4.5截面,流场速度、湍动能和涡量最大值分别可以达到0.9 m/s、0.04 m^(2)/s~2和30 s^(-1);CS3.5截面,速度与涡量最大值均出现在近壁面附近,分别为0.42 m/s、8 s^(-1),湍动能最大值出现在截面中间位置,为0.13 m^(2)/s~2,且流场中形成了大规模的涡旋;非等温工况下,送风口截面和CS3.5截面中小尺度涡旋增加,大尺度涡旋减少,热羽流抑制了大尺度流场结构,增加了小尺度流场结构。

冷冻砂型数控加工气动辅助精确排砂方法

在冷冻砂型数控(Computerized numerical control,CNC)加工过程中,有效排出切削砂坯产生的砂粒是确保砂型成形质量的关键技术之一。本文基于计算流体力学方法,对环绕阵列式射流喷吹的排砂方式进行了数值模拟,分析了射流流量、靶距、俯角和口径对型腔周围流场的影响。设计数控加工正交实验并对排砂率进行了极差分析,验证了仿真的结果。研究表明,环绕阵列式高速射流在刀具柱面和型腔壁面上会形成稳定贴附,输送砂粒的主要区域为射流在型腔壁面形成的“排砂区”。仿真与实验结果均表明最佳排砂工艺参数为射流流量30 L/min、靶距45 mm、俯角65°和口径2 mm,其中射流流量的影响最为显著,其次是射流喷嘴口径、俯角和靶距。本文结果可为排砂装置及工艺参数优化提供指导。

不同水深对水下斜切式喷管燃气射流影响分析

通过斜切式喷管喷气进行推力矢量控制,可以实现对航行器的姿态控制和轨迹调整,提高其机动性能和稳定性。为探究斜切喷管在水下的工作状态,基于雷诺时均Navier-Stokes方法和流体体积函数模型,对不同水深条件下的斜切式喷管燃气射流的流场特性及推力特性开展仿真研究,分析了燃气射流与水介质的相互作用过程以及喷管推力特性的变化。研究表明:燃气泡经过4个阶段的发展之后,形成顶部的气囊及喷口近场的锥形气体通道,气囊边缘在剪切涡作用下脱离形成气团;喷口波系的形态和位置随水深而变化,射流边界受限于燃气泡边界,二者相互作用,导致射流后续演化的不稳定;射流对平板壁面的影响呈非对称性,长边侧受影响域大于短边侧;同一时刻,水深越大,喷管推力数值越小,推力方向波动越剧烈。研究结论可为推进水下推力矢量喷管的应用提供参考。

基于动力学模态分解的空化水射流非定常流场演化分析

空化水射流具有流速高、湍流强等特点,其空化流动结构十分复杂。因此,准确、快速地从非定常流场的海量数据中提取关键信息,并分析空化水射流的流动特性十分必要。基于FBDCM模型对RNG模型的湍流黏度进行修正,并考虑剪切应力对空泡形成的影响,对空化模型进行修正,与试验结果进行对比;采用动力学模态分解(DMD)方法对空化流场的空泡体积分数场进行模态分解。结果发现:1阶模态为平均流场,是流场的主要结构;2阶模态与空化云周期性脱落、溃灭的动力学行为有关;3、4阶模态表现出流场的高频行为;随着进口压力的增大,空泡脱落与溃灭的演变程度越来越剧烈,空泡尺寸与空穴长度逐渐增加,而2阶模态的频率逐渐降低,使得空化射流的流动周期变长。最后,将DMD重构流场与真实流场进行对比发现,随着进口压力的增加,DMD重构流场的误差增大,不过重构流场的最大误差仍低于1%,表明DMD方法能够准确地提取空化流场的流动特征。

飞机除冰冲击射流多相流耦合模型研究

以飞机除冰喷洒作业为研究对象,对冲击射流与冲击壁面进行建模和数值模拟,分析了冲击壁面的速度压力分布特性。用相场函数φ解释了相场和水平集模型模拟出的射流偏转现象,探讨了冲击射流周围压强分布梯度不均匀的原因,以Realizable k-ε湍流模型为基础对比了不同多相流数值模型的模拟结果。发现冲击射流的截面沿着中心轴线呈锥状发展,在滞点处流速迅速衰减为0,压强达到最大值。壁面射流在偏离滞点0.15~0.2 m的位置逐渐获得最大流动速度。最后对比了实验常用的紊流系数与不同多相流模型的模拟结果。综合考虑模型模拟出的速度、压力分布特性及射流紊流系数得出结论:混合物模型和相传递混合模型比较适合进行飞机除冰射流以及类似的大流速、多流体微团类的流动研究。

高空高马赫数侧向喷流数值模拟

高空环境下,侧向喷流在飞行器的姿态转换及热防护方面起到关键作用,同时也由于来流稀薄,直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC)对侧向喷流干扰流场的模拟具有很好的适用性。在非结构网格计算的DSMC数值算法的基础上,针对喷流的高密度区及激波区提出了一种自适应网格技术,可以用于对高空稀薄区的大气来流与侧向喷流的干扰流场进行模拟预测。通过模拟二维平板侧向喷流,对编制的算法可靠性进行验证,研究了时间步长对流场模拟结果的影响及其数值的选取原则,并模拟计算了不同喷流/来流压力比下的复杂干扰流场结构和气动力的变化规律。

船体清洗空化喷嘴设计与仿真

为提高空化射流技术在船舶清洗领域的应用范围,设计了一种适用于船体底部海洋附着物清洗的异形中心体空化喷嘴。通过FLUENT流场数值模拟方法,研究了中心体末端形状、中心体末端延伸长度、中心体末端直径、扩散段角度和扩散段长度等参数对空化效果的影响,得到相应参数下喷嘴流场的气相分布云图、中心轴线上的速度和压力分布曲线以及靶面压力曲线等结果。研究表明:空化现象主要产生于中心体末端和扩散段壁面;中心体直柱形末端相较于锥形末端有更好的空化效果;合适的直柱形中心体末端延伸距离会使气相分布范围更广;扩散段角度在60°~70°时空化效果较好,适当增加扩散段长度有利于扩大气相分布范围。