收缩扩张喷管中稀疏颗粒加速运动及喉道优化

直升机、运输机在简易场地起降过程中,发动机可吸入的二氧化硅等微小颗粒,对叶片造成冲击磨损,冲击速度可达200m/s以上。冲蚀试验常采用直喷管加速固体颗粒,在入口总压为0.6 MPa时,颗粒速度难以达到200m/s。为更有效地加速颗粒,采用超音速收缩-扩张喷管,通过数值模拟研究了该喷管对稀疏二氧化硅颗粒的加速运动,并利用实验验证了数值模拟的准确性。在此基础上,对喉道尺寸进行优化以提高喷管对颗粒的加速性能。结果表明:收缩-扩张喷管对颗粒的加速主要发生在扩张段,管内激波不会引起颗粒速度的震荡,颗粒的加速度与气流、颗粒之间的相对速度以及气流的密度有关;在入口总压为0.6 MPa的条件下复现5级砂尘环境,喉道半径为0.001 6m的喷管加速效果最佳,可获得的颗粒速度达到218m/s。     

高压下3C SiC的电子结构、弹性与热力学性质

运用密度泛函理论的超软赝势平面波方法对3C SiC晶体结构进行了几何优化,得到与实验值相符的晶格参数,在压强为0～100GPa范围内对3C SiC的电子结构与弹性进行了计算,结果表明晶体结构是稳定的,且带隙随着压强的增大而减小。然后利用准谐德拜模型研究了3C SiC在温度为0～2100K、压强为0～100GPa范围内的热力学性质,结果表明其等容热容、热膨胀系数及熵函数都随温度的升高而增大,随压强的增大而减小,而德拜温度随温度的升高而减小,随压强的增大而增大。     

超音速再入体远场湍流尾迹电子密度计算

目的　计算超音速再入体尾迹的雷达散射截面,并获得尾迹的自由电子数密度等参数的分布; 方法　运用边界层理论求解轴对称等压湍流尾迹流动,根据Ｐｒａｎｄｔｌ的湍流切应力的混合长度理论获得速度分布,用Ｃｒｏｏｃｏ 方法获得温度分布,根据Ｌｙｋｏｕｄｉｓ 的远场尾迹理论计算了轴心参数分布,进一步计算自由电子数密度、尾迹长度等尾迹参数;结果与结论　用本方法计算的自由电子密度所求得的尾迹雷达散射截面比二维结果有较大改进;     

某发动机喷管内流动与换热的瞬态模拟

为准确预测发动机喷管内部的流动及传热特性,以Navier-Stokes方程、重整化群(RNG)k-ε湍流模型为基础,借助计算流体力学软件Fluent对喷管内流场及温度场进行了瞬态数值模拟。计算结果表明:发动机燃烧初期,喷管内燃气呈亚音速状态流动,喷管整体温度还比较低;随着时间的推移,喷管内开始出现激波,燃气的速度突然降低,温度突然上升,由于激波的影响,气流在激波下游形成低速高温区域;随着燃气的膨胀,激波逐渐移出喷管,喷管内燃气呈超音速状态流动,喷管整体温度较高。研究结果可为喷管的设计及优化提供一定的参考。     

第一性原理研究高温高压下TiB2的物理性质

采用第一原理方法计算TiB_2在高温高压下的物理性质.对结构参数、弹性常数、体积模量、能带结构、声子色散、热力学性质等进行了密度泛函理论计算.计算结果与其他实验和理论计算值吻合较好.通过对E-V曲线、声子色散曲线和态密度(DOS)的分析,证明TiB_2是机械稳定的.用B/G和泊松比的两种方法判断TiB_2为脆性材料.在准谐振德拜模型的基础上,计算分析了德拜温度Θ和热膨胀系数对温度和压强的依赖.并从不同压强下定容比热容随温度变化的曲线图中得出,在T=1300 K以后,c_V无限靠近Dulong-Petit极限.通过分析电子态密度,发现TiB_2具有金属性,并且随着压强的增大费米能级处峰值降低,赝能隙变宽,非局域化加大,共价键作用增强,从而也证明了晶体结构的稳定性.     

火箭燃气射流初始超音速流态研究

探索火箭燃气射流初始超音速流态规律仍是解决燃气射流近场对发射装置冲击的先决条件,然而燃气射流高温超音速区的气动参数分布和结构的确定又是一项困难的问题。本文试图对于这一高温超音速区的起始马赫盘上、下游状态的皮托管压力和马赫数分布,超音速锥范围,以及核心激波结构等作一理论探讨和实验研究。本文获得了野战火箭欠膨胀燃气射流近场的普遍物理规律,导出了初始段中心马赫数分布公式,决定了无量纲皮托管压力分布剖面,为模拟确定燃气射流对发射装置的冲击创造了条件。关于高温超音速区的皮托管压力测试技术,业已达到距喷管出口截面下游七毫米的水平,远为超过所见资料的指标。     

二氮化铂高压结构相变,弹性和热力学性质的第一性原理计算（英文）

运用密度泛函理论广义梯度近似方法计算了PtN_2在莹石结构(C1),黄铁矿结构(C2),白铁矿结构(C18),CoSb_2结构,简单六角结构(SH),简单四角结构(ST)和层状结构(LS)的结构参数,弹性性质,电子结构和热力学性质.计算了平衡态晶格参数,体模量和它的一阶导数.计算得到人焓表明,最稳定的结构为C2结构,其他的为亚稳态结构.而在我们研究的压强范围内没有发生相变.C2结构的态密度表明它是一种具有1.5eV带隙的半导体.另外,我们还预测了杨氏模量,泊松比和各向异性因子.弹性常数,体模量,切变模量,横向声速和剪切声速随着压强的增大而单调增大.德拜温度,热膨胀系数和热容随压强增大而增大.     

大尺度高焓激波风洞喷管设计研究

激波风洞是开展高超声速飞行器气动力实验的重要地面试验设备,喷管是形成激波风洞试验流场的关键部段.针对大尺度高焓激波风洞,展开轴对称型面喷管设计方法的研究.喷管设计包括无粘型线设计和边界层修正两部分.无粘型线确定后会对其进行边界层位移厚度的修正.由于喉道处边界层位移厚度相较于特征长度(喷管喉道半径)是一个小量,传统的无粘型线设计方法在进行边界层修正时一般将其忽略.这一假设适用于很多超声速及高超声速喷管.但是大尺度高马赫数喷管需要考虑喉道处边界层的影响.对于高焓激波风洞,高温气体效应以及化学非平衡的影响较大,在喷管设计中不可忽略.本研究对高温气体效应以及边界层进行必要修正,并在数值模拟中考虑化学非平衡的影响.在特征线法的基础上,比热比等特征区关键参数取决于CFD数值模拟的结果.比热比可根据组分信息通过NASA拟合曲线来计算.然后通过叠加计算得到的边界层位移厚度进行迭代的边界层修正.本文利用改进的Sivells法设计Ma17喷管,并对其进行CFD数值模拟.喷管出口高度为2.5 m,总温和总压分别为7400 K, 30 MPa.     

氮化铪的弹性与热力学性质的第一性原理计算

运用基于密度泛函理论的超软赝势平面波方法对HfN晶体结构进行了几何优化,得到与实验值相符的晶格参数。在压强为0～150GPa范围内对HfN的弹性常量进行了计算,它们均满足晶体力学稳定性条件B=(C11+2C12)/3>0,说明在这个压强范围内晶体结构是稳定的。利用准谐德拜模型计算了HfN在温度为0～2 200K、压强为0～150GPa范围内的热力学性质。发现:等容热容、热膨胀系数和熵函数都随温度的升高而增大,随压强的增大而减小;而德拜温度随温度的升高而减小,随压强的增大而增大。     

某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场特性

超燃冲压发动机结构简单,推重比大,应用前景广阔.但其流场结构十分复杂,研究超燃冲压发动机三维流场结构具有重要的意义.采用计算流体力学软件对某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场进行数值模拟,先后得到了流场的密度、马赫数、涡量及速度矢量线图.结果表明:喷管内及侧壁面出口处存在膨胀波.各个壁面出口处附近的流场存在羽流激波和剪切层,内喷管出口周围的羽流激波和剪切层呈环状分布在流场周围,上壁面尾部受羽流激波的影响产生一道由压强决定的管内斜激波.内喷管出口及上壁面尾部处也均存在流向涡结构.     

二氮化铂高压结构相变，弹性和热力学性质的第一性原理计算

运用密度泛函理论广义梯度近似方法计算了PtN2在莹石结构（C1）,黄铁矿结构（C2）,白铁矿结构（C18）,CoSb2结构,简单六角结构（SH）,简单四角结构（ST）和层状结构（LS）的结构参数,弹性性质,电子结构和热力学性质。计算了平衡态晶格参数,体模量 和它的一阶导数。计算得到人焓表明,最稳定的结构为C2结构,其他的为亚稳态结构。而在我们研究的压强范围内没有发生相变。C2结构的态密度表明它是一种具有1.5eV带隙的半导体。另外,我们还预测了杨氏模量,泊松比和各向异性因子。弹性常数,体模量,切变模量,横向声速和剪切声速随着压强的增大而单调增大。德拜温度,热膨胀系数和热容随压强增大而增大。     

HCCI条件下柴油机缸外喷射及燃烧的数值模拟

设计了在进气道处增加Laval喷管来改变喷油参数,促进燃油与空气混合,以实现HCCI的燃烧条件.使用Star-CD软件对此设计过程的柴油机喷射及燃烧进行数值模拟试验.计算结果表明:利用Laval管实现进气道超音速气流方式喷射燃油(称为前者)其粒子直径的分布范围比缸内直喷方式(称为后者)要均匀的多,也小得多;后者燃油蒸发速度比前者要快;前者因缸内燃油浓度过分均匀而导致压燃时温度较低.分析认为,此方法可使燃油雾化效果明显增强,但并未引起燃烧温度的剧烈变化.     

喷管中超音速粘性流场的数值计算

应用以压力为求解变量的数值方法求解Navier-Stokes方程,对2个拉伐尔喷管和1个双喉喷管中的超音速粘性流场进行了数值分析,计算结果和文献结果符合很好,表明该方法对于马赫数变化范围较大的流场具有很高的模拟精度和较快的收敛速度,有广泛的应用前景。     

温度边界条件对微喷管性能的影响

采用滑移边界条件的连续介质模型对喷管的二维流场进行数值模拟,分析了不同进口温度及壁面换热条件对喷管性能的影响．研究结果表明随着进口温度的增加,推力、推力效率以及比冲效率减小,而比冲不断增大,喷管的最优扩张角也随进口温度升高稍微增大;在给定进口压力和温度下,绝热壁面的推力效率最小,壁面温度越低,推力效率越大．     

民用飞机进气道气动设计的评估方法

进气道的设计好坏,通常按照进气道性能的特性参数的比较、阻力的大小以及重量、成本的比较结果来衡量。在进行气动设计考核时,需要考核在进气道设计的各个工况下,流场畸变是否足够小、气流是否发生了分离、喉道马赫数是否超过了限制马赫数、总压恢复系数是否足够高等参数.     

ρ介子对中子星物态方程的影响

在相对论平均场理论框架内采用σ-ω-ρ模型进行数值计算,确定引入ρ介子对中子星能量密度和压强变化的影响,进而研究其对中子星壳层的物态方程的影响。计算结果表明:ρ介子使中子星能量密度随着重子数密度的增大而增大,同时压强也随着重子数密度的增大而变化更大更显著,从而使中子星的物态方程变硬。     

湿蒸汽中超临界加热引起的非定常凝结流动一维数值分析

缩放喷管湿蒸汽两相凝结流中,凝结潜热对超音速气流加热使流动变为音速的加热量称为临界加热量.远大于临界加热量的凝结潜热对气流加热将导致喷管中产生不稳定的气动激波.文中采用时间推进方法,对喷管中超临界加热引起的非定常凝结流动现象进行了一维数值分析,并对计算的凝结流动波动周期和压力振幅与实验值作了比较.研究发现进口过冷度对非定常凝结流动特性有主要影响,而且在一定进口过冷度下,不稳定凝结流动的频率和压力振幅都存在极值;同时进口压力对不稳定凝结流动特性也有一定影响.     

同轴气流作用下压电式微滴喷射过程的数值模拟

为探讨同轴气流对压电式微滴喷射过程的影响,建立计算流体动力学模型,对设有同轴气流喷射槽的压电式喷头进行二维数值模拟,并根据计算结果分析喷头内部及喷嘴外部流体区域的速度场与压强场分布特征。结果表明:同轴气流在喷嘴正下方相遇后分散至左右两侧,使空气域内形成轴对称的成对涡旋,随着气流的连续喷出,涡旋数量增加且不断加强扩大并向喷嘴下游移动;同轴气流的引入使压电片的振幅增大,空气域内的压强减小,而位于喷嘴正下方由两侧气流扩散形成的涡流区域压强值减小更为显著;随着同轴气流流速的增加,微滴断裂时刻延后,微滴形状由椭球形逐渐变为球形,微滴的延伸长度增加,微滴直径增大。     

考虑沸腾传热的车用永磁同步电机峰值工况温升特性研究

为研究电动汽车在高原环境下峰值工况运行时永磁同步电机的温升问题，建立RPI过冷沸腾换热模型。该模型考虑了气泡分离直径、气泡分离频率和气泡成核密度等的影响，能够对沸腾换热过程中两相流状态进行准确分析。运用沸腾传热理论研究电机的温升特性，在流体域中建立沸腾传热模型以及气泡子模型，模拟电机在高原环境下的运行环境来研究冷却液进口温度、海拔高度以及进口流速等因素对电机温升的影响。结果表明：在电机热机后进行试验与仿真，考虑沸腾传热时电机的温升特性更接近试验结果，所以研究电机的温升特性时应该要考虑冷却系统沸腾传热的影响；峰值工况下电机的温升特性随着冷却液进口温度的升高，电机绕组达到150℃所用的时间越少，即电机温度越高；在平原或者高海拔环境下，电机在峰值工况运行时的温度增长速率均随着冷却水进口水温的增大而增大，而电机的温度随着大气压强的降低而下降；由于冷却水的相变两相流沸腾传热现象，在高海拔地区运行时的温升特性比平原地区更好。     

高超声速喷管中水蒸气凝结的数值研究

我们针对高超声速燃烧加热风洞喷管流动的大扩张比、高马赫数、高低温气体并存和高水蒸气含量的特点,发展了兼顾高温气体效应与水蒸气非平衡凝结过程影响的有限体积计算方法,对伴随水蒸气凝结的喷管流动的机理开展了数值研究.计算中,凝结模型采用Hill矩方法进行模拟.数值分析着重关注喷管进出口气流的参数变化.结果表明,燃烧加热风洞的凝结问题计算中,应考虑高温气体效应的影响,以保证结果的合理性;随总温、水蒸气含量等参数的不同,喷管流动中的凝结现象会呈现明显不同的特征,适量的水蒸气含量和较低的总温会使得凝结后的流场参数发生显著改变.