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搭载辅助动力系统的二级火箭底部热环境分析
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作者 孙中一 王舒雅 +1 位作者 尉志源 乐贵高 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第7期48-57,I0001,共11页
针对某二级运载火箭辅助动力系统发动机空间布局复杂、箭体底部部件数量多、底部热环境恶劣的情况,本文采用数值模拟和风洞试验验证相结合的方式开展高空二级运载火箭在辅助动力系统工作状态下箭体底部热环境研究。基于Navier-Stokes组... 针对某二级运载火箭辅助动力系统发动机空间布局复杂、箭体底部部件数量多、底部热环境恶劣的情况,本文采用数值模拟和风洞试验验证相结合的方式开展高空二级运载火箭在辅助动力系统工作状态下箭体底部热环境研究。基于Navier-Stokes组分输运方程、DOM热辐射模型、RNG k-ε模型建立高空含复杂底部部件的二级运载火箭燃气喷流模型。结果表明:二级运载火箭在辅助动力系统工作时,高热流区域主要集中在燃料箱后短壳和辅助动力系统支座,沉底发动机工作时支座热流峰值最大,比其余部件高300%~400%。60 N、300 N发动机同向工作时,除支座和后短壳外的底部部件的热流达到峰值,比其余工况增长300%~600%。随着飞行高度和速度的增加,各部件热流均呈现下降趋势,但下降幅度较小。本文计算结果对二级运载火箭底部热防护设计有重要的工程指导意义。 展开更多
关键词 辅助动力系统 二级运载火箭 羽流流场 热环境 燃气喷流
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喷气式飞机尾焰红外辐射的理论计算与仿真 被引量:6
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作者 汪中贤 史建军 +1 位作者 张正武 卓家靖 《火力与指挥控制》 CSCD 北大核心 2011年第11期83-86,共4页
通过对喷气式飞机尾焰流场特点的深入分析,绘制了尾焰的等温线图和各组分等压图。考虑了谱线的碰撞展宽效应和多普勒展宽效应,利用单谱带模型C-G近似法,计算了尾焰各控制体的吸收系效,同时给出了尾焰红外辐射强度的计算方法和步骤。最后... 通过对喷气式飞机尾焰流场特点的深入分析,绘制了尾焰的等温线图和各组分等压图。考虑了谱线的碰撞展宽效应和多普勒展宽效应,利用单谱带模型C-G近似法,计算了尾焰各控制体的吸收系效,同时给出了尾焰红外辐射强度的计算方法和步骤。最后,计算了某单管型号的喷气式飞机在非加力状态下的3μm~5μm红外辐射强度,并与实际的测量数据进行了比较,分析表明该结果与实际测量数据具有较好的一致性。 展开更多
关键词 喷气式飞机 尾焰 流场特点 红外辐射
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飞行环境污染对航天器的影响 被引量:4
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作者 廖少英 《上海航天》 2002年第6期29-32,共4页
论述了卫星等航天器的飞行环境污染源及其影响特性。指出 ,从流体力学观点 ,在高真空低温环境状态下 ,喷气羽流污染影响范围有限 ;对航天器的空间交会或液体空间排放 ,只要采取相应的措施 。
关键词 飞行环境污染 航天器 影响 喷气羽流 空间排放
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考虑进水温度的蒸汽喷射泵一维理论模型 被引量:6
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作者 李刚 袁益超 +1 位作者 刘聿拯 黄惠兰 《动力工程》 CAS CSCD 北大核心 2008年第4期565-568,611,共5页
蒸汽喷射泵(SDJP)是利用蒸汽在Laval喷嘴中形成的超音速气流来引射过冷水的动力装置,研究了水温及喷射泵结构参数对其性能的影响,结果表明:随着进水温度的升高,蒸汽喷射泵的喷射性能明显下降.由于已有理论模型不能确定进水温度与喷射性... 蒸汽喷射泵(SDJP)是利用蒸汽在Laval喷嘴中形成的超音速气流来引射过冷水的动力装置,研究了水温及喷射泵结构参数对其性能的影响,结果表明:随着进水温度的升高,蒸汽喷射泵的喷射性能明显下降.由于已有理论模型不能确定进水温度与喷射性能的关系,提出用直接接触凝结(DCC)理论求解汽液两相流控制方程的一维理论模型,根据该模型分析了进水温度升高使蒸汽喷射泵性能下降的原因. 展开更多
关键词 工程热物理 蒸汽喷射泵 两相流 相变 直接接触凝结 汽羽
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铁水倾倒过程的热羽流流场特性研究 被引量:2
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作者 魏梦举 崔海航 +1 位作者 张鸿雁 陈力 《热加工工艺》 CSCD 北大核心 2017年第17期114-118,121,共6页
工业生产中铁水罐以一定角速度旋转,将高温铁水倒入转炉,产生非恒定的热羽流。工况非常复杂,无法实现系统的试验研究。故采用CFD(计算流体力学)方法研究铁水倾倒过程,基于两相流模型结合动网格技术,实现铁水倾倒过程的数值仿真。首先,... 工业生产中铁水罐以一定角速度旋转,将高温铁水倒入转炉,产生非恒定的热羽流。工况非常复杂,无法实现系统的试验研究。故采用CFD(计算流体力学)方法研究铁水倾倒过程,基于两相流模型结合动网格技术,实现铁水倾倒过程的数值仿真。首先,针对简单二维模型,验证了采用两相流模型进行浮力羽流及浮射流模拟的可行性。然后,考虑了温差对气体粘度的影响,得出各阶段铁水罐和转炉上方尤其是人员操作区域的浮力羽流及浮射流的流场分布。这可为设计外围的通风系统和操作人员的安全防护提供科学的依据。 展开更多
关键词 浮射流 热羽流 两相流 铁水倾倒
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高空离轨发动机流场红外辐射特性研究 被引量:2
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作者 郑鸿儒 马岩 +1 位作者 范林东 任翔 《中国光学》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第2期259-266,共8页
高超声速飞行器大攻角机动时,其离轨发动机产生的喷流与高速稀薄的大气来流产生强烈干扰,流场情况复杂,流场红外辐射也是天基红外系统探测的标志性事件。本文针对高超声速飞行器发动机喷流与稀薄来流的相互干扰情况,采用数值求解Navier-... 高超声速飞行器大攻角机动时,其离轨发动机产生的喷流与高速稀薄的大气来流产生强烈干扰,流场情况复杂,流场红外辐射也是天基红外系统探测的标志性事件。本文针对高超声速飞行器发动机喷流与稀薄来流的相互干扰情况,采用数值求解Navier-Stokes方程模拟干扰流场,采用逐线积分法得到气体红外辐射特性,结合反向蒙特卡洛方法计算得到飞行器在94公里飞行高度下,无来流、不同来流攻角、不同来流速度下的尾焰流场红外辐射特性,并针对低轨卫星的可观测性进行了评估。仿真结果表明,对于给定观测位置,在无风条件下,红外辐射在各个波段下的强度较低,最大值在10^(−9) W/m^(2)量级。而在来流攻角影响下,流场红外信号强度显著上升,且来流攻角、来流速度越大,强度越大,最大值在10^(−6) W/m^(2)量级。大气衰减效应对不同观测位置的可观测性影响较大。本文结果可为高超声速飞行器红外预警和反导提供参考。 展开更多
关键词 高空羽流 喷流与来流干扰 红外辐射 反向蒙特卡洛方法
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羽流作用下非等温水平射流运动实验研究 被引量:1
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作者 张玉洁 王昕 +1 位作者 堵光耀 许宇坤 《建筑节能》 CAS 2019年第4期41-46,共6页
大空间室内局部高温热源产生的热羽流对喷口侧送的分层空调气流组织形式有着不容忽视的影响作用,在现有热羽流与非等温射流相互作用理论分析及机理研究的基础上,利用缩尺模型实验台设计并搭建大空间全尺寸流场测量系统,分析了不同功率... 大空间室内局部高温热源产生的热羽流对喷口侧送的分层空调气流组织形式有着不容忽视的影响作用,在现有热羽流与非等温射流相互作用理论分析及机理研究的基础上,利用缩尺模型实验台设计并搭建大空间全尺寸流场测量系统,分析了不同功率的点热源产生的热羽流对非等温水平射流的影响。研究表明:该实验系统可实现对流场直观、准确的全场测量,可用于更多工况流场速度的测量;热源的存在会对非等温射流流场在一定程度上产生影响,热源功率越大,热羽流对射流流场破坏程度越明显。 展开更多
关键词 非等温射流 热羽流 PIV 流场测量
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火焰羽流区细水雾利用效率及控制研究 被引量:5
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作者 何明礼 章光 +1 位作者 胡少华 刘衍 《中国安全科学学报》 CAS CSCD 北大核心 2019年第11期39-44,共6页
为提高细水雾的灭火效能,研究细水雾对火焰的冷却性能。建立火焰区细水雾的运动、传热与传质模型,采用此模型全面评估影响细水雾穿透距离和汽化性能的因素,提出一种合理确定液滴初始粒径和初始速度的方法,以及能够提高细水雾利用效率的... 为提高细水雾的灭火效能,研究细水雾对火焰的冷却性能。建立火焰区细水雾的运动、传热与传质模型,采用此模型全面评估影响细水雾穿透距离和汽化性能的因素,提出一种合理确定液滴初始粒径和初始速度的方法,以及能够提高细水雾利用效率的射流协流细水雾系统。结果表明:各因素影响作用由大至小排序为液滴初始粒径、传热温差、液滴初始速度、火焰羽流速度;该系统能够显著提高细水雾的穿透距离,增大细水雾的汽化率。 展开更多
关键词 火焰羽流 细水雾 穿透距离 汽化性能 射流协流细水雾系统
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垂直热发射流场研究与计算机仿真
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作者 李海峰 李喜仁 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 1990年第7期65-71,共7页
本文着重分析了垂直热发射单喷管流场自由双限制射流流场及其多组分流场参数的计算方法和复杂激波系的数值解,运用Godunov方法在386微机上进行了数学仿真,编制了CAD软件包。
关键词 计算机仿真 垂直发射 流场 航天器
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民用飞机APU排气尾迹影响分析
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作者 蓝天 周成思 《科技视界》 2018年第24期40-41,共2页
对民用飞机辅助动力装置(APU)排气尾迹影响区域进行了研究,通过三维数值分析方法,采用商业CFD计算软件Fluent,选用Standard k-omega湍流模型,计算分析了某新型飞机APU排气尾迹的温度和速度分布;以及在某改装方案中APU向下排气尾迹对地... 对民用飞机辅助动力装置(APU)排气尾迹影响区域进行了研究,通过三维数值分析方法,采用商业CFD计算软件Fluent,选用Standard k-omega湍流模型,计算分析了某新型飞机APU排气尾迹的温度和速度分布;以及在某改装方案中APU向下排气尾迹对地面产生的影响,为方案评估提供依据。 展开更多
关键词 民用飞机 APU 排气尾迹 喷流 CFD
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Gaseous plume flows in space propulsion
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作者 Wang Limei Cai Chunpei 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2013年第3期522-528,共7页
This paper presents a gaskinetic study on high-speed, highly rarefied jets expanding into a vacuum from a cluster of planar or annular exits. Based on the corresponding exact expressions for a planar or annular jet, i... This paper presents a gaskinetic study on high-speed, highly rarefied jets expanding into a vacuum from a cluster of planar or annular exits. Based on the corresponding exact expressions for a planar or annular jet, it is convenient to derive the combined multiple jet flowfield solutions of density and velocity components. For the combined temperature and pressure solutions, extra attention is needed. Several direct simulation Monte Carlo simulation results are provided to validate these analytical solutions. The analytical and numerical solutions are essentially identical for these high Knudsen number jet flows. 展开更多
关键词 Free molecular flow GASDYNAMICS Gaskinetics jets Monte Carlo methods plume flow
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横向射流相位差对排气系统气动和红外特征影响数值研究
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作者 林子强 张勃 +3 位作者 张骏 杨胜 李伟 吉洪湖 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期176-186,共11页
横向射流是降低航空发动机尾喷流在3~5µm波段上红外辐射特征的一种高效低阻的途径。本文以收敛喷管为对象,在喷口下游布置了一对上下对称的扁平横向射流孔,数值模拟研究了两股同频横向射流之间相位差(0°,90°和180°... 横向射流是降低航空发动机尾喷流在3~5µm波段上红外辐射特征的一种高效低阻的途径。本文以收敛喷管为对象,在喷口下游布置了一对上下对称的扁平横向射流孔,数值模拟研究了两股同频横向射流之间相位差(0°,90°和180°)对下游掺混与红外抑制的影响规律。结果表明,脉动横向射流诱导产生的流向涡强化了掺混,不同横向射流之间的相位差会使涡对出现的时间与空间复杂交错,可以充分卷吸气流,加强尾喷流与外界大气的掺混。而相位差的优化设计可以进一步提高涡对之间的掺混增益,增强红外抑制效果的作用。与Δφ=0无相位差状态相比,随着相位差增大,红外抑制效果逐渐增强。相位差为π时,掺混效果最好,高温区长度降低约14%,红外积分辐射特征最大降幅约13%,光谱辐射降幅最大可达21%,有效增强了对尾喷流的红外抑制。 展开更多
关键词 航空发动机 红外抑制 轴对称收敛喷管 尾喷流 横向射流 强化掺混
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Numerical Experiment on Two-Dimensional Line Thermal
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作者 J.H.W.LEE 陈国谦 《China Ocean Engineering》 SCIE EI 2002年第4期453-467,共15页
The time evolution of a two-dimensional line thermal-a turbulent flow produced by an initial element with significant buoyancy released in a large water body, is numerically studied with the two-equation k - epsilon m... The time evolution of a two-dimensional line thermal-a turbulent flow produced by an initial element with significant buoyancy released in a large water body, is numerically studied with the two-equation k - epsilon model for turbulence closure. The numerical results show that the thermal is characterized by a vortex pair flow and a kidney shaped concentration structure with double peak maxima; the computed flow details and scalar mixing characteristics can be described by self-similar relations beyond a dimensionless time around 10. There are two regions in the flow field of a line thermal: a mixing region where the concentration of tracer fluid is high and the flow is turbulent and rotational with a pair of vortex eyes, and an ambient region where the concentration is zero and the flow is potential and well-described by a model of doublet with strength very close to those given by early experimental and analytical studies. The added virtual mass coefficient of the thermal motion is found to be approximately 1. The aspect ratio for the kidney-shaped sectional thermal is found to be around 1.45 for the self-similar phase. The predicted thermal spreading and mixing rate compares well with experimental data. 展开更多
关键词 thermals and puffs turbulence modeling plumes and jets environmental fluid mechanics vortex flow added virtual mass mixing and transport
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横流注入形式对发动机尾喷流红外辐射特性影响的数值研究 被引量:4
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作者 何哲旺 张勃 +1 位作者 吉洪湖 李伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期337-343,共7页
针对轴对称收敛喷管,在其出口设计了横向射流装置,在保持横流总流量相同且进口总温为840K的情况下,数值模拟研究了横流不同注入形式对发动机尾喷流红外辐射的抑制效果.横流的注入能够增强尾喷流与外界气流的掺混,减小高温区长度.结果表... 针对轴对称收敛喷管,在其出口设计了横向射流装置,在保持横流总流量相同且进口总温为840K的情况下,数值模拟研究了横流不同注入形式对发动机尾喷流红外辐射的抑制效果.横流的注入能够增强尾喷流与外界气流的掺混,减小高温区长度.结果表明:周向4股注入时的掺混效果要明显弱于横流单股、双股相对注入,故其红外抑制效果也较差;在侧方探测面上,方位角大于20°时,横流单股注入与双股相对注入时的抑制效果非常接近,但后者效果稍好,其最大降幅达到71.6%;在下方探测面,两者的辐射强度均要比其在侧方探测面时大,且双股相对注入时的辐射强度与周向4股注入形式相当;在上方探测面上,相对于其他注入形式,横流单股注入时的辐射强度相对较小,最大降幅达到78.4%. 展开更多
关键词 红外抑制 轴对称收敛喷管 尾喷流 横向射流 强化掺混
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不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究 被引量:11
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作者 牛青林 傅德彬 李霞 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期1745-1751,共7页
为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws)Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合... 为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws)Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:初始倾角和第一马赫波节长度随飞行高度的增加而增大,随来流马赫数的升高而减小.同单一组分流相比,化学反应流对第一马赫波节的影响较初始倾角显著.射流轴线温度因飞行状态的不同有较大涨落差异.初始倾角、第一马赫波节由来流总压决定,射流轴线温度由激波结构、复燃效应、来流条件等因素共同决定. 展开更多
关键词 固体火箭发动机 尾喷焰 化学反应 定常流 初始倾角 马赫波节
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