【摘 要】
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在拉萨和合肥地区分别开展实验观测,对高原低氧低压和平原常压常氧条件下气体射流火焰的主要特性进行对比分析,重点讨论了火焰高度和轴向温度分布的预测模型.研究发现,两地火焰高度均随着火源功率的增大先急剧增加,达到一定高度后火焰高度增加的速率逐渐放缓,而拉萨地区的火焰高度略高于合肥地区的火焰高度.考虑了主要因素的影响后,文中得到的两地无量纲火焰高度和无量纲火源功率的预测关系式与实验结果符合较好,与文献结果
【机 构】
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中国科学技术大学,合肥230026 中国科学院力学研究所,北京100090
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在拉萨和合肥地区分别开展实验观测,对高原低氧低压和平原常压常氧条件下气体射流火焰的主要特性进行对比分析,重点讨论了火焰高度和轴向温度分布的预测模型.研究发现,两地火焰高度均随着火源功率的增大先急剧增加,达到一定高度后火焰高度增加的速率逐渐放缓,而拉萨地区的火焰高度略高于合肥地区的火焰高度.考虑了主要因素的影响后,文中得到的两地无量纲火焰高度和无量纲火源功率的预测关系式与实验结果符合较好,与文献结果相一致,也得到了较为理想的归一化无量纲温度分布.
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针对设计马赫数2.75的定几何二元混压式进气道,采用数值模拟手段,分析了带湍流边界层被动抽吸的进气道二维流动,研究激波、边界层、流动分离的相互作用,获得了进气道不同工作状态下的总压恢复和流量系数.研究结果表明,在进气道的设计马赫数、临界状态下,采用湍流边界层被动抽吸技术会在进气道喉道附近形成"气动喉道",并产生"二次喉道"的节流效果;虽然抽吸会造成进气道一定的流量损失,但其提高进气道临界总压恢复的
对实际飞行器复杂弹道进行一定的简化,通过非定常数值仿真研究了进气道在加速过程中流场结构的变化以及加速过程对进气道起动特性的影响.
研究了一种壁面马赫数分布可控的弯曲压缩面,设计方法基于有旋流特征线法.利用Isight软件分析各设计参数对压缩面性能的影响规律及敏感程度,在CFD计算结果的基础上,建立多项式响应面代理模型,采用NSGA-Ⅱ遗传算法进行多目标优化,基于优化结果设计了二元弯曲激波进气道,并与同等约束条件下的三楔进气道进行比较.
通过研究型面设计马赫数(Mai)、前缘激波与中心体交点对Ma数分布可控基准流场宽马赫数范围的性能影响规律,寻求最佳的设计马赫数进行内收缩进气道的设计.结果表明,适当降低型面设计马赫数时,在压比增大且总压恢复系数下降较小的前提下,可以明显提高进气道宽马赫数范围的流量捕获能力.
主要关注飞行器着陆后反向推力阶段,由于涵道内气动布局的改变导致的风扇噪声辐射理论解.试图建立解析公式,并采用近似求解器分别解算近场和远场的气动噪声分布情况.最后,将把现有理论结果和计算结果验证对比.
利用零维理论分析方法,对进气道总收缩比、喉道马赫数、流量系数及临界总压恢复系数等变量间关系进行分析,发现流量系数与总收缩比之乘积是影响进气道临界总压恢复系数的较重要变量,并提出以捕获流管收缩比表示该变量.以二元双楔外压式进气道为研究对象,获得了不同马赫数、总压缩角下流管收缩比变化规律,提出一种基于流管收缩比初步评价超声速进气道的方法.
研究运动-大变形-生长耦合弹性杆动力学的分析力学方法.得到了弹性杆中心线的总应变与弹性应变和生长应变的非线性耦合关系.用Cosserat方向子表达弹性杆截面的总弯扭度、弹性弯扭度和生长弯扭度以及角速度,导出了弹性杆中心线的微分方程,给出了截面的本构关系.以微段杆为对象,建立了矢量形式的运动-大变形-生长非线性耦合弹性杆的动力学方程.
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采用对冲火焰实验系统对甲烷/空气湍流火焰发生熄灭的极限条件进行考察,分析了平均流场拉伸和湍流拉伸对火焰熄灭的影响.实验结果表明,随着甲烷/空气火焰的当量比接近1,其熄灭时的平均射流速度UE以及平均极限拉伸率随之增大,对冲喷口间距减小时UE也随之减小.当量比一定的条件下,当喷口间距接近两倍喷口直径时,不同间距对应的UE值逐渐接近.
基于反应动力学计算与实验结果吻合的基础,对高温条件下在SO2存在时KC1的硫酸化以及该过程中SO2向SO3的转化进行了动力学机理分析,对该过程中温度、水蒸气浓度、SO2浓度、KC1浓度以及停留时间等因素的影响进行了分析.