泵喷推进器非定常空化性能数值模拟分析

摘要： 基于均质多相流的RANS(Reynolds Averaged Navier Stokes)方程,采用分块网格技术生成高质量结构化网格,同时结合剪切应力SST（Shear Stress Transport）k－ω湍流模型和Z G B(Zwart Gerber Belamri）空化模型以对NACA66翼型进行了定常流空化性能数值模拟,数值计算结果与实验值吻合良好,验证了数值计算法的实用性与可靠性.在此基础上,利用URANS(Unsteady Reynolds Averaged Navier Stokes）方程和滑移网格技术,对装有泵喷推进器的无人水下航行器（Unmanned Underwater Vehicle,UUV）进行了非定常流空化性能数值模拟与分析.计算结果表明,数值模拟可以较为精确地预测泵喷推进器空化现象的起始与发展、形状与位置等特性;空化现象发生时,泵喷推进器效率出现明显的降低且达到20%以上;UUV表面与定转子叶片的压力分布较为合理,与空化现象吻合;转子叶顶区域压力面与吸力面之间的压差引起了顶隙梢涡与顶隙空化,造成了泵喷推进器效率进一步的损耗.     

拉盖尔-高斯涡旋光束的传输特性研究

从菲涅耳衍射理论出发,以自由空间为例,利用柯林斯公式推导出了任意阶拉盖尔-高斯涡旋光束的传播形式,证明了高阶拉盖尔-高斯涡旋光束在自由空间的传播能够保持其自身表达形式的不变性。此研究方法可以拓展到满足傍轴条件的任意光学系统。对不同阶数的拉盖尔-高斯涡旋光束经过传输后的相位和强度分布分别进行了数值模拟,在传输的过程中,光束的等相位线发生了弯曲并且光束发生了扩散,依据传播表达式对其相位和强度的变化规律进行了分析。     

非涡核区域尾涡遭遇快速建模方法

基于Hallock-Burnham尾流速度模型,建立了尾涡流场、滚转力矩及最大坡度计算模型。通过对非涡核区域尾涡遭遇的仿真,计算尾涡流场中不同位置的飞机最大坡度,按坡度大小进行尾涡流场区域危险等级划分,确定流场中不同危险等级的分布范围;研究分析了飞机飞行高度、重量、马赫数以及前后机间隔等因素的变化对飞机尾涡遭遇的具体影响。通过案例分析计算,验证了模型的快速性,可用于尾涡流场非涡核区域危险性分析。     

涡旋光束的轨道角动量双缝干涉实验研究

利用计算机全息振幅二元光栅对基模高斯光束进行衍射,实验产生不同阶次拉盖尔-高斯（Laguerre-Gaussian,LG）涡旋光束,用得到的不同阶的LG光束进行双缝干涉实验,根据采集到的干涉条纹扭曲方向及条纹扭曲程度实现涡旋光束轨道角动量的测量,通过调整实验光学系统,分析了LG光束轨道角动量的测量精度.结果表明,基模高斯光束束宽与全息光栅尺寸的合理选择会影响到生成的涡旋光束质量.在确定基模高斯光束束宽的情况下,双缝间距与光束束宽的比例为1：1.5时,双缝对生成的LG光束干涉条纹扭曲效果明显,LG光束轨道角动量测量误差最小.     

随书磁带新型管理模式探讨

介绍了我国高校图书馆对随书磁带管理的现状,探讨了随书磁带新型管理模式,分析了随书磁带网络化集中管理存在的问题。     

水平轴风力机转轮气动性能的数值解法

以有限叶片数的旋涡气动模型为依据，用有限差分法求解描述该模型的积分微分方程，可建立一种确定水平轴风力机转轮气动性能的计算方法．该方法不只用于转轮气动正问题的求解，同时还可作为转轮气动优化设计的依据．本文先着重介绍了Ｈ．Ｅ．茹可夫斯基所提出的转轮旋涡气动模型和他所推导的求解诱导速度的表达式以及求环量分布的积分微分方程．之后，作者将积分方程已有的解法进行了改进，从而得到该方程的数值解，并提出两种求解转轮气动性能的数值解法．最后给出了转轮气动性能的几种算法的比较．     

空射火箭箭机分离过程气动特性仿真

为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-w模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型进行气动特性分析.仿真结果表明:发现火箭尾部改进成收敛-扩张型喷管可使火箭下落初期有一个抬头力矩,有利于运载火箭初期快速调整姿态；当快到达预期点火姿态时,由于气动力作用点后移产生的与角速度方向相反的力矩,可迫使运载火箭稳定,从而更容易地捕捉到点火角度,并保证点火时的姿态稳定.     

二维平板翼拍翼运动的涡流场显示

介绍了在装有液体的有机玻璃容器中进行的二维平板翼作悬停拍翼运动的流场显示实验．研究了低雷诺数运动下，仰俯旋转过程中不同的转动角速度，匀速平动阶段不同的水平攻角分别对流场结构的影响以及超前、对称、滞后三种相位模式下的涡流场结构．实验结果表明：挥拍过程中翼后缘的涡层不断地脱泻，前缘涡不断发展并附着在翼面是翼型产生高升力的重要机制；匀速平动阶段前缘涡的形成附着与水平攻角有关，攻角过小不易产生前缘涡，攻角过大则易使前缘涡与翼面分离；翼型的上仰过程使前缘涡得到加强，这对升力的产生有一定的贡献；三种相位下的涡流场形态各有不同，上挥（下拍）初期前缘涡的运动主要存在两种形态．     

进水口前立轴旋涡的试验研究

通过分析旋涡形成的影响因素,建立了立轴旋涡的形成和类型,与佛汝德数、环量数和淹没水深三个参数的关系式. 自制了能改变进水口尺寸、型式、边界条件和水流条件等影响立轴旋涡的实验装置. 分析测得的试验结果,对底部和侧部两种进水口提供不同的系数,有利于针对实际工程中进水口的具体形式,作为估算临界淹没水深的参考.     

纵向涡强化换热的数值研究及场协同原理分析

用三维数值模拟的方法研究了纵向涡发生器用于管-翅表面的流动换热特征.计算了Re(为800~2 000)、三角形小翼型涡发生器的冲角(分别为30°和45°)对管-翅表面平均Nu、压降的影响,并利用场协同原理进行了分析.结果发现纵向涡强化管-翅表面换热的内在机理可以用场协同原理进行解释,即纵向涡发生器使全场速度和温度梯度之间的平均夹角减小.另外计算还发现:三角形小翼对顺排换热器的强化换热效果好于对叉排换热器的强化;冲角为45°的三角形小翼强化换热效果好于冲角为30°的三角形小翼;冲角为45°的三角形小翼导致空气压降提高,而冲角为30°的三角形小翼则可使压降有所减小.无论传热管是叉排还是顺排,冲角为30°的三角形小翼比冲角为45°的三角形小翼在消耗单位泵功条件下带来的强化换热效果更大.