富氧铜侧吹熔池熔炼炉内流场与混匀效率模拟研究

鉴于冶金炉窑的高温与不可见性,大多测量手段受到限制,所以本文采用数值模拟对高温下富氧铜侧吹熔炼炉内的流场与混匀效率进行分析。受浮力影响,侧吹气流具有区域性的特点,主要对气流上升轨迹周围熔体直接搅拌,熔池中心存在低速区域,速度小于0.1 m/s。受侧吹气流反冲作用,壁面高应力区域集中在喷嘴附近以及气泡上浮路径周围,该区域壁面应力是相邻喷枪间壁面应力的2~3倍,炉衬更易受损。通过熔池内环流分布状态,沿喷枪轴线方向将熔池划分为高速喷吹区与环流搅拌区。其中环流搅拌区为主反应区,速度小于1 m/s,但速度分布更加均匀,组分的均混时间为34.10 s。平行环流喷吹技术对熔池的混合效率改善最明显,湍流黏度为原工况的1.51倍,均混时间相对降低62.18%。

攻角对临近空间飞行器侧喷射流红外辐射特性影响数值模拟

临近空间飞行器侧喷射流干扰效应对目标红外辐射特性规律影响受到广泛关注。文中以典型锥柱裙飞行器为研究对象,预测飞行器典型飞行工况(20 km@5 Ma)不同攻角下的绕流场、侧喷流和壁面温度,结合窄谱带模型处理高温气体辐射物性参数,采用视在光线法求解辐射传输方程,分析攻角对侧喷流的复燃及目标在不同谱带和不同观测角度下红外辐射特性的影响。结果表明:随着攻角由负转正射流复燃程度降低,α=10°较α=-10°偏低176%;侧喷流在2.7μm和4.3μm两个特征峰值波段辐射显著,其他波段内目标辐射主要来源于本体;目标辐射强度在俯视观测角度下随攻角由负转正而减小,在侧视观测角度下攻角出现引起辐射强度降低,α=±10°较α=0°偏低6.8%。该研究可为临近空间飞行器侧喷射流相关的目标特性识别提供理论参考。

侧喷发动机配置对目标红外辐射特性影响数值研究

高超声速飞行器姿控发动机侧喷射流作为目标红外“机会”辐射源在拦截弹攻防对抗领域被重点关注。文中以典型锥柱裙外形弹体为研究对象,考虑真实可压缩气体和化学非平衡效应,结合辐射平衡壁面条件预测弹体在典型飞行工况(H=20 km,Ma=5和H=50 km,Ma=10)下不同喷口配置下的侧喷流场,结合窄谱带方法处理高温气体辐射物性参数,采用视在光线法求解辐射传输方程,数值分析了侧喷发动机喷射角、喷口位置和压比配置对拦截弹侧喷射流红外辐射特性的影响。结果表明:高超声速飞行器红外辐射强度随喷射角由负转正而增大,辐射峰值增长率约为2 W/(sr·μm·°);光谱辐射强度随喷口位置后移,H=20 km下先急剧升高后缓慢降低,H=50 km下存在陡降点;红外辐射强度随射流压比的增大而增大,辐射峰值增长率约为14 W/(sr·μm)。

坚硬顶板高压磨料射流侧向切顶煤柱卸荷技术研究

针对坚硬顶板下临空巷道存在的高应力、大变形、难支护等问题,分析了磨料射流能量分布情况,研究了磨料颗粒及高压水射流的冲击破岩作用。基于“砌体梁”原理,建立不同岩性条件下的岩层周期破断力学模型,研究了巷道侧向切顶条件下上覆岩层断裂情况,采用数值模拟分析切顶前后煤柱应力变化情况,提出了磨料射流侧向切顶煤柱卸荷技术。现场试验结果表明,采用磨料射流切顶后巷道高度变形量减小38.7%,宽度变形量减小45.8%,巷道变形得到有效控制。同时,切顶后每日最大总能量降低85.5%,平均每日总能量降低82.6%。验证了磨料射流侧向切顶对坚硬顶板的弱化效果,为坚硬顶板弱化治理提供了一种新的技术手段。

热轧卷板生产线层流冷却水系统优化

统计热轧卷板生产线层流冷却水系统中存在的各类缺陷,导致热轧卷板在经层流冷却后出现的各类产品质量问题,以及后期实施的控制措施,经过后期现场对措施的验证,热轧卷板产品质量得到有效提升。

基于CFD的制退器边孔道夹角对效率影响规律研究

针对反作用式炮口制退器建立数学物理模型,采用计算流体力学软件进行数值模拟仿真计算。利用连续性、动量、能量控制方程通过动网格技术、湍流采用k-ω模型,计算4种边孔道夹角下炮口流场的结构与流动参数。采用后处理软件对4种工况其边孔道射流、壁面合力与炮膛合力进行比较,揭示了边孔道夹角对反作用式炮口制退器的影响规律。经求解边孔道40°夹角制退器效率最高可达42.3%,75°夹角其效率最低为31%,数值模拟结果可为反作用式炮口制退器边孔道设计与优化提供参考。

防空导弹直接力与气动力复合控制系统设计

以大气层内拦截导弹侧向直接力和气动力的复合控制系统为研究对象 ,首先分析了侧向喷流与来流的干扰现象 ,建立了通过干扰放大因子来描述的侧喷与来流的干扰模型和侧向直接力与气动力的复合控制模型 ,将复合控制系统分解为直接力子系统和气动力子系统 ,并分别针对侧向直接力和气动力的特点设计了直接力控制子系统和气动力控制子系统 。

直接侧向力控制导弹的自适应模糊变结构末制导律设计

针对采用直接侧向力控制的敏捷性导弹,提出了一种适用于拦截大机动目标的自适应模糊变结构末制导律。由于采用了直接侧向力控制方式,提高导弹末段机动过载和快速响应能力的同时,也使得系统具有高度耦合非线性和参数不确定性。采用所设计的制导律在制导系统中不确定性函数为未知的情况下,利用自适应模糊系统的万能逼近能力以任意精度进行逼近,由此克服了模型不确定性和外界干扰对制导系统的影响。并通过引入目标最大机动加速度自适应算法,使得这种制导律中的变结构项具有变增益能力,能够适应目标各类机动的情况。仿真结果表明,该制导律对大机动目标具有较强的鲁棒性,并对各类机动目标均有较高的制导精度。

远程地空导弹直接力/气动力复合控制技术研究

以某型远程地空导弹为背景,研究了以姿控发动机作为执行机构下导弹的姿态控制问题。通过研究姿控发动机控制机理,利用极点的配置分别设计了直接侧向力控制方案和直接力/气动力复合控制方案。仿真表明两种方案都可以实现导弹的大角度机动,实现姿态的稳定,并且可以抵抗通道间的耦合影响;直接力/气动力复合控制比直接侧向力控制具有更高的精度。

侧向喷流的一种直接实验模拟

研究了侧向喷流的一种直接实验模拟技术,旨在探讨喷流力直接作用在天平上时,侧向喷流对气动载荷的影响及其增益情况。本文的直接模拟是通过一种通气式应变天平实现的。研究中分析了有关模拟原则,妥善处理了诸如高压气体密封、天平变形引发的漂移、干扰等相关技术问题,并在一尖拱柱构型上实现了多种条件下的直接模拟,给出了来流条件和喷口参数条件对法向力、俯仰力矩增益因子的影响。最后,就实验结果进行了适当讨论和评述。

防空导弹拦截TBM的微分对策分析

从系统动力学出发,基于制导与控制原理,建立了防空导弹拦截末端机动的TBM微分对策模型,并根据极大极小原理,得到了微分对策的最优策略,确定了防空导弹的测向推力矢的最佳方向。

基于直接力控制的导弹高精度末端导引方法研究

采用直接力控制的拦截导弹具有自身控制不连续、目标机动能力强、要求直接命中等特点,因此需要一种精度高、适应性强且较省脉冲发动机的导引律。以某型末端采用直接侧向力控制的反导导弹为背景,基于变结构控制理论设计了一种导引律,该导引律以可测量信息为基础,十分易于工程实现。最后进行了三维弹道仿真,结果表明:所设计的导引律攻击精度明显优于比例导引律,尤其是在目标机动较大情况下,保证了脱靶量在米级以内;所设计的导引律在制导初期对误差进行修正,因而末端弹道更为平直,同情况下所消耗的姿控发动机数目更少。此外,所设计的导引律基于较大交会角的拦截而非逆轨道拦截,因而发射阵地更灵活、发射准备时间更短。

激波风洞侧向喷流干扰效应试验研究

为研究高速飞行器在高超声速来流条件下侧向喷流干扰效应,在CARDC-2m激波风洞上采用“先内流,后外流”的总体技术方案,完成了双锥模型在M6~M10,模拟高度20km^40km,有侧向喷流条件下的测压、测力试验研究,并采用高速流场显示方法进行了流场纹影照相。喷流模拟装置为路德维希管,冷喷流采用氮气,热喷流采用氢氧燃烧的高温气体,喷流有效时间不少于50ms。试验气流为激波风洞产生的高超声速氮气流,有效试验时间为4ms^20ms。试验研究获得了模型攻角在-10°~10°之间,不同的马赫数、高度和侧向喷流状态下的相关试验结果。本文给出了试验数据曲线和流场纹影照片,并对结果进行了初步分析和讨论。

滇南飑线的发生环境及其多普勒雷达回波特征

通过对NCEP资料、常规气象资料和CIND3830-CC多普勒雷达观测资料的统计分析,归纳出滇南普洱市2004—2009年18次飑线发生前的天气形势及物理量场特征、飑线的时间分布特征、飑线的移动路径等。总结了飑线在多普勒雷达图上的基本结构、飑线中强对流单体的基本反射率特征、径向速度特征及天气对应关系,并分析飑线中回波单体的结构与灾害天气类型的对应关系、垂直液态水含量(VIL)的变化与飑线中冰雹的相关关系等。根据灾害类型和飑线中单体的结构将飑线分为5种类型,对飑线的短时临近预报有指导作用。

侧吹气体射流穿透行为的研究

定量研究了侧吹气体在液体中穿透行为的变化规律,通过摄像获得了侧吹气体射流的一些形态特征,并对侧吹气体射流的结构进行了划分。基于单个气泡在液体中的运动进行受力分析,以它的运动轨迹作为侧吹气体射流的轴线,建立了描述浸入式侧吹气体射流在液体中的运动轨迹模型。在此基础上对模型进行了实验验证并与前人的研究成果进行比较,结果表明在同一气液体系内,侧吹气体射流出口速度相同的情况下,射流的穿透深度与喷嘴直径的0.54次幂成正比。与前人的理论模型相比,所提出的理论模型具有良好的可靠性,能较好地描述浸入式侧吹气体射流在液体中的形态。

直接力/气动力复合控制拦截弹末制导精度研究

建立复合控制导弹的末制导回路;研究了天线罩折射率、目标机动、目标角闪烁对气动力控制和复合控制时的末制导精度影响。研究表明复合控制对天线罩折射误差率的要求更为严格;复合控制对拦截大机动目标更为有效,但只考虑目标角闪烁时,空气动力控制的效果更好;综合目标机动和角闪烁的影响,复合控制可提高制导精度。

飞行器侧向喷流流动干扰与气动特性影响研究

文章基于数值求解N-S方程,分析了单独弹体和翼身组合体不同来流Mach数、不同攻角带侧向喷流控制的干扰流场,研究了流场干扰与气动力干扰的关系,并与国外文献的实验结果进行了对比。结果表明,单独弹体力放大因子随攻角增大而增大,翼身组合体则随攻角增大下降,翼身组合体的放大因子明显大于单独弹体,随攻角的变化规律两者也不一样,原因在于弹翼对喷口附近的干扰流场带来严重影响,同时喷流干扰的影响会扩展到弹翼上,并产生很大干扰气动力。

大气层内燃气动力与气动力复合控制方法探讨

对采用燃气动力(直接力)与气动力复合控制技术的控制方式、姿控发动机控制周期、点火逻辑及姿控发动机启控策略等进行了初步探讨。重点对采用燃气动力/气动力复合控制方式中舵系统的工作模式进行了探讨及仿真研究,对姿控发动机控制周期及控制回路工作周期对制导精度的影响进行了初步仿真研究。通过仿真研究表明:在末制导阶段,采用燃气动力/气动力复合控制方式可提高导弹的快速性,进而提高导弹的制导控制精度。

钝头飞行器高超声速侧向喷流干扰流场特性研究

采用数值模拟方法求解N-S方程,对高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场中的流动分离和旋涡特性,及其对喷流干扰区压力分布的影响进行了研究。在中小攻角时喷口前存在干扰引起的主分离涡和二次分离涡,喷口前拐角处还存在另一个调和主分离和喷流的第三个马蹄涡,大攻角时这三个马蹄涡消失,干扰规律与中小攻角不同;表面流谱中小攻角时为典型的双分离线和双再附线结构,主分离和二次分离为典型的闭形分离,大攻角时主分离非常靠前,且为鞍、节点结合的开式分离结构,干扰区内的分离为横向分离流动;不同的干扰流场结构导致中小攻角时主分离激波和喷流弓形激波在压力分布产生两个峰值,主分离马蹄涡和喷口前拐角处马蹄涡则产生两个波谷,随攻角增大分离区扩大,波峰和波谷都前移,峰值下降,大攻角时喷口前马蹄涡消失,压力波谷也消失,实验压力分布也从某种程度上验证了大攻角干扰流场特性与中小攻角差别的合理性。研究表明,在不同的攻角状态下高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场分离和旋涡特性有很大的差别,引起喷流干扰区压力分布的明显不同,必然导致对喷流控制效率的严重影响。

不锈钢冶炼用AOD炉内的射流行为和流体流动

在分析氩-氧脱碳(AOD)炉内侧吹射流行为特征的基础上,建立了描述AOD炉内三维流动的数学模型,考察了喷吹气体流量和喷枪布置对AOD熔池内湍流场的影响规律．结果表明,供气强度对AOD炉内射流流股轨迹和钢液流动产生明显影响;多枪喷吹,使熔池中流场和湍动能分布变得更加合理．计算结果与物理模型的观测结果吻合．