水流冲击超声速气体射流实验研究
冲击波对流动流体的压力影响研究
冲击波对流动流体的压力影响研究1. 引言冲击波是一种由高速流体运动引起的压力波，广泛应用于工程、科学和医学领域。
在流体力学中，研究冲击波对流动流体的压力影响是一个重要的课题。
本文将探讨冲击波对流动流体压力的影响，并介绍相关实验和数值模拟方法。
2. 冲击波的形成与传播冲击波是由流体中的高速运动引起的压力变化的波动。
当流体达到超音速时，流动速度超过声速，形成了一个超音速流动的区域。
当超音速流体与静止流体相碰撞时，会形成一个压力波，即冲击波。
冲击波以声速传播，压力突然增大并随后迅速下降。
3. 冲击波对流动流体的压力影响冲击波的形成会导致流体局部区域的压力急剧增加，对周围流动产生显著影响。
这种影响可以通过以下几个方面进行研究：3.1 流体的压力变化冲击波的传播导致流体局部区域的压力急剧增加，形成一个高压区。
在冲击波通过后，压力迅速恢复到正常水平。
这种压力变化对流体周围的流动产生显著的影响，例如会导致流体在冲击点后产生湍流。
3.2 流体的速度变化冲击波传播过程中，流体的速度也会发生剧烈变化。
在冲击波之前，流体速度较低；而在冲击波通过后，流体速度会急剧增加。
这种速度变化会导致流动产生突然变化，例如会产生涡流和湍流现象。
3.3 流体的密度变化冲击波的传播会导致流体局部区域的密度发生变化。
在冲击波通过前，流体密度较低；而在冲击波通过后，流体密度会急剧增加。
这种密度变化会导致流体的体积发生变化，从而改变了流体流动的性质。
4. 冲击波的实验研究为了研究冲击波对流动流体的压力影响，科学家们进行了大量的实验研究。
其中，最常用的方法之一是利用气动试验台模拟冲击波的传播过程。
通过控制流体的速度和压力，可以模拟不同条件下的冲击波形成和传播，并研究其对流动流体压力的影响。
此外，还有一些实验方法可以直接观察冲击波对流动流体的压力影响，例如使用高速摄影技术记录冲击波通过时流体的变化。
通过这些实验研究，科学家们可以深入了解冲击波对流动流体的压力影响机制。
激光多普勒测速方法研究超声速冲击射流
第 ｌ ６卷
第 ｔ 期
流 体 力 学 实
验
与 测 量
Ｖｏ １ Ｎｏ． ｊ ６ １ Ｍ且 ． ２ ０ ｒ ．ｏ ２
２００２年 ０３月
Ｅｘ ｅ ｉ ｅ ｔ ｎ ｅ ｓ ｒ ｍ ｅ ｓｉ ｕ ｄ Ｍ ｅ ｈ ｎ ｃ ｐ ｒｍ ｎ ａ ｄ Ｍ ａ ｕ ｅ ｎｔ ｎ Ｆｌ ｉ ｓ ｃ ａ ｉｓ
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水下超声速气体射流的初始流动特性研究
水下超声速气体射流的初始流动特性研究
随着科学技术的不断发展，超声速气体射流的应用领域也在不断拓展，如低温制冷、高速发动机燃烧室内部气动特性研究等。
因此，对超声速气体射流的初始流动特性的研究变得越来越重要，以便能够更好地了解超声速气体射流的性质，以及更好地应用超声速气体射流。
超声速气体射流的初始流动特性包括射流流速分布、射流温度和压力分布、流动参数的变化规律等。
首先，超声速气体射流的流速分布主要受射流口径和总压力的影响，射流口径越大，流速越大。
总压力越高，流速越大，流动分布越紧凑。
其次，超声速气体射流的温度和压力分布主要受总温度和压力的影响，在射流口径较小的情况下，温度和压力在射流口附近变化比较大，而在射流口较大的情况下，温度和压力分布更加平坦。
最后，超声速气体射流的流动参数随射流口径、总压力和总温度的变化而变化，其变化规律也较为复杂，需要借助相关的数值模拟软件来进行进一步的研究。
以上就是超声速气体射流的初始流动特性，其研究对于更好理解超声速气体射流的流动特性及其应用，都具有重要的意义。
通过对超声速气体射流的初始流动特性的深入研究，将进一步推动超声速气体射流的应用发展，拓展其应用领域，从而为相关工程技术的研究和应用提供有力的技术支撑。
超声速气流中的爆震过程研究
超声速气流中的爆震过程研究本文以超声速可燃气爆震燃烧为研究对象,结合高精度自适应网格加密数值模拟、实验观测与理论分析,对超声速可燃气爆震起爆、传播模态以及自持机制进行了研究。
为深入了解认识超声速可燃气热射流爆震起爆传播及其自持机理,在等直管道中开展数值模拟和实验观测,研究了热射流对于爆震起爆和自持传播的作用,以及超声速来流条件下爆震的传播模态。
结果表明,热射流喷入超声速流场后会促成过驱爆震的形成。
控制热射流的喷注可以间接控制收缩通道,一定程度上可以实现对超声速可燃气爆震传播的控制。
对于超声速来流马赫数和静压而言,存在一个成功起爆的区间;对于其它参数则存在一个成功起爆与否的临界值。
实验观测表明,超声速来流条件下热射流点火后流场中主要存在两种燃烧模式。
针对真实超声速来流不均匀特性,分别开展了速度不均匀和组分不均匀条件下爆震数值模拟,探索不均匀超声速来流条件下爆震起爆与自持传播的可行性。
结果表明,在速度不均匀超声速可燃气流场中形成动态稳定的激波/马赫爆震波结构,实现匀速稳定前传。
组分不均匀超声速可燃气中,发现了流场中存在爆震侧向膨胀的周期动态结构和一种新的爆震动态平衡模态。
考虑燃烧室型面对于超声速可燃气爆震的影响,分别对凹腔耦合型面与扩张型面条件下的爆震燃烧开展研究,探索燃烧室型面对超声速气流中爆震起爆与传播特性的影响规律。
结果表明,凹腔能够促进热射流成功实现爆震起爆,并导致过驱爆震波的形成。
扩张型面条件下,膨胀扇引起的流场不均匀性会导致在激波后方生成未燃射流,提出了未燃射流与已燃产物的快速湍流混合的新机制和爆震波面基本实现驻定传播的机理,并且发现了一定范围内尽管膨胀率增大,扩张角度增大时爆震传播速度更快的现象。
基于真实三维爆震,开展大规模详细反应三维超声速可燃气爆震数值模拟,深入研究超声速可燃气中真实的热射流起爆与传播过程。
结果表明,三维爆震中侧壁能够促进三波线的碰撞与反射,对超声速可燃气中的爆震起爆作用关键。
超声速气流中液体喷雾流动数值模拟研究
超声速气流中液体喷雾流动数值模拟研究
冼锦宇;陈钱;蔡树峰
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】2023(34)1
【摘要】超声速气流中液体喷雾流动特性对超声速燃烧基础研究及其工程应用具有重要意义。
为了定量探索超声速气流中液体横向射流雾化特性,本文对超声速气流中液体喷雾流动进行了数值模拟研究。
数值模拟方法基于Eulerian-Lagrangian 两相流计算架构,考虑气液双向耦合,采用KH/RT液滴二次破碎模型计算液滴雾化过程,采用大涡模拟计算气相流动。
结果表明,该数值模拟方法所获得的液雾场突起结构、穿透高度、液滴平均速度分布等液雾特性均能与试验结果较符合;初始液滴直径分布对破碎后液滴平均速度影响较小而对破碎后液滴平均直径及液相平均体积分数影响较大,初始液滴直径分布需在后续的建模与模拟中进行更多研究。
【总页数】9页(P12-20)
【作者】冼锦宇;陈钱;蔡树峰
【作者单位】中山大学
【正文语种】中文
【中图分类】V231.23
【相关文献】
1.超声速横向气流中喷雾的数值模拟
2.超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程数值研究
3.超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟
4.超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟
5.超声速气流中液体燃料雾化数值模拟
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水下气体射流数值研究
水下气体射流数值研究一、研究背景水下气体射流是指在水下通过特定的装置将气体喷射进水中，形成一定的流场现象。
这种现象在海洋工程、海底资源开发、水下探测等领域具有广泛的应用。
为了更好地理解和掌握水下气体射流的特性，需要进行数值研究。
二、研究目的本次研究旨在通过数值模拟的方法，探究水下气体射流的流场特性和影响因素，为相关领域提供理论支持和技术指导。
三、研究方法采用计算流体力学（CFD）方法对水下气体射流进行数值模拟。
具体步骤如下：1.建立数学模型：根据实际情况确定数学模型及边界条件。
2.离散化：将连续的物理问题转化为离散化问题，采用网格划分技术将计算区域划分成小网格。
3.求解方程组：利用计算机运算能力求解离散化后得到的方程组。
4.后处理：对计算结果进行可视化处理和分析。
四、研究内容1.水下气体射流的流场特性：通过数值模拟得到水下气体射流的速度、压力、密度等参数，分析其在水中传播的规律。
2.影响因素分析：探究水下气体射流的喷射口形状、喷射速度、环境温度等因素对流场特性的影响。
3.优化设计：根据数值模拟结果，对喷射口形状、喷射速度等参数进行优化设计，提高水下气体射流的效果和应用价值。
五、研究成果1.得到了水下气体射流在不同条件下的流场特性和变化规律。
2.探究了影响水下气体射流的关键因素，并提出了一些优化建议。
3.为相关领域提供了理论支持和技术指导，推动了相关技术和应用的发展。
六、研究意义1.为海洋工程、海底资源开发等领域提供理论支持和技术指导，推动相关技术和应用的发展。
2.为环境保护、海洋生态保护等领域提供参考依据，促进可持续发展。
3.为数值模拟方法的应用提供了实践案例，推动了计算机科学和工程技术的发展。
七、研究不足之处1.数值模拟结果与实际情况存在一定误差，需要进一步改进算法和提高计算精度。
2.研究范围较为局限，需要更多的实验数据和理论探索来验证研究结论。
3.缺乏对水下气体射流在极端环境下的研究，需要进一步深入探究。
水下超声速气体射流的初始流动特性研究
水下超声速气体射流的初始流动特性研究张焕好;郭则庆;王瑞琦;陈志华;黄振贵【摘要】为研究水下发射过程中高温高压火药燃气喷射进入液相水过程的流体形态变化与流动特性,采用Mix-ture多相流模型与蒸发与凝结模型建立了二维轴对称水下超声速气体射流的数值计算模型并进行了相关的数值模拟,得到水下超声速气体射流的初始流动结构.数值结果表明,超声速气体与水介质的强撞击会在气液界面上形成一个强压缩区,且连续撞击形成的压力波反传,使喷管出口射流核心区流场出现周期性脉动.因气液界面上的强剪切作用,而在气液混合区内形成复杂的小激波结构,小激波结构的出现加速了气液界面的失稳,从而促进了气液掺混效应.另外,在气泡内会形成典型的欠膨胀射流结构,因而气泡内的流动特征与单相超声速气体射流情况类似.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2019(038)006【总页数】7页(P88-93,131)【关键词】水下超声速气体射流;气液两相流;气泡运动;小激波;数值模拟【作者】张焕好;郭则庆;王瑞琦;陈志华;黄振贵【作者单位】南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,南京210094;南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,南京210094;南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,南京210094;南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,南京210094;南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,南京210094【正文语种】中文【中图分类】O358水下高速发射弹箭时，高压火药燃气会在弹箭尾部形成超声速燃气射流，但由于水为不可压缩流体，且相对于气体具有巨大的质量惯性，使气体在水中的扩散运动过程会出现复杂的气液掺混与两相界面不稳定等现象。
然而，气液界面上的强掺混效应、气液边界演变、界面不稳定性以及射流内部复杂波系结构的传递都会引起水流场中压力、温度、密度等物理量出现强烈的脉动，从而对弹体载荷和运动稳定性产生严重的影响，因而水下超声速气体射流成为研究水下弹箭发射的一个重要基础理论研究课题。
射流冲击特性与声发射信号的试验研究
No.4Apr.2021第4期2021年4月组合机床与自动化加工技术Modular Machine Tool & Automatic Manufacturing Technique文章编号：1001 -2265(2021)04 -0028 -03DOI : 10.13462/j. .nki. mmtamt. 2021.04. 007射流冲击特性与声发射信号的试验研究朱解解，赵澤，祝锡晶，曹丽亭 (中北大学机械工程学院，太原030051)摘要：为了研究水射流破岩增透能力，提高射流特性,基于声发射检测技术，从微观角度研究了射流冲击信号在岩体内部传播过程中的衰减规律。
搭建了射流冲击试验平台，分别以不同的射流参数 为研究对象，采集了多个位置的声发射信号。
并对冲击振动噪声信号应用小波降噪和频谱分析法，进行了信号处理和分析。
结果表明：纯水射流在压力10 MPa 〜30 MPa 逐渐增加时，振动频率主要分布在1 kHz 〜80 kHz 内，振3比较大"当喷嘴口径0. 4 mm 〜1.0 mm 逐渐变大时，不同距离的振3均增加；随着冲击距离的增加，而声振信号的幅值先变大，距离0.25 m 后逐渐衰弱，功率谱密度(PSD )先稳定后均匀衰减。
关键词：声发射;小波降噪;频谱分析;射流特性中图分类号:TH16 ；TG506 文献标识码:AExperimental Study on Jet Impingement Characteristics and Acoustic Emission SignalsZHU Ben-ben , ZHAO Wei , ZHU Xi-jing , CAO Li-ting(Schooi of Mechanicai Engineecng , North Universita of China , Taiyuan 030051, China )Abstrad;: In order to study the anti.-refection abiity of water jet to break rock and improve jet characteris tics ,based on acoustic emission detection technology , the attenuation law of fet impact signai in theprote s ofpropagaion in rotk ma s wass'udied from amitrostopitpoin'ofview.A ee'impat'es'piaL form was set up , and acoustic emission signals from multiple positions were collected with diferent jet pa rameters as research objects. The impact vibration noiss signal is processed and analyzed by wavelet de - noising and spectrum analysis. The resultr show that when the pressure of pure water jet increases gradutly from 10 MPa to 30 MPa , the vibration fequency is mainly di.stri.buted from 1 kHa to 80 kHa , and the am plitude is relatively large. When the nozzle diameter increases gradutly fom 0.4 mm to 1.0 mm , the am plitude at diferent distances increases. With the increase of impact distance , the amplitude of acoustic vi bration signal increases at ffst , then decreases gradutly after the distance is 0.25 m , and the power spec-hal density (PSD ) is stable at fast and then dreys uniformly.Key woiTs : acoustic emission ； wavelet denoising ； spectum analysis ； jet characteristics0引言目前我国煤矿开采存在煤层气的抽采率不高等问 题。
毕业设计(论文)-水下超高速运动体燃气发生器通气流动过程研究模板
学号_________密级哈尔滨工程大学本科生毕业论文水下超高速运动体燃气发生器通气流动过程研究院（系）名称：航天与建筑工程学院专业名称：飞行器动力工程学生姓名：时文指导教师：郜冶教授刘平安助教2011年6月哈尔滨工程大学本科生毕业论文水下超高速运动体燃气发生器通气流动过程研究院（系）名称：航天与建筑工程学院专业名称：飞行器动力工程学生姓名：时文指导教师：郜冶教授刘平安助教2011年6月水下超高速运动体燃气发生器通气流动过程研究时文哈尔滨工程大学哈尔滨工程大学本科生毕业论文目录第一章绪论 (1)1.1 空化研究背景 (1)1.1.1 空化现象 (1)1.1.2 空化发展的几种不同形态 (1)1.1.3 超空泡的流动 (2)1.1.4 超空泡的减阻特性 (3)1.2 国内外研究现状 (3)1.2.1 国外研究状况 (3)1.2.2 国内研究现状 (4)1.3 现代空化技术的应用 (6)1.3.1 军事应用 (6)1.3.2 其他用途 (7)1.4 本文研究的目的及主要内容 (8)第二章人工通气超空泡数值研究 (10)2.1 引言 (10)2.2 数学建模 (10)2.2.1 多相流建模方法 (10)2.2.2 VOF模型 (11)2.2.3 混合物模型 (14)2.2.4 VOF模型和Mixture模型的异同 (16)2.2.5 湍流模型 (16)2.3 数值模拟 (22)2.3.1 建模 (24)2.3.2 Mixture模型参数设置 (24)2.3.3 VOF模型参数设置 (25)2.3.4 数值计算 (26)2.4 数据处理 (26)2.4.1 Mixture多相流模型 (26)哈尔滨工程大学本科生毕业论文2.4.2 VOF多相流模型 (29)2.4.3 Mixture模型模拟的超空泡内压力变化 (32)2.4.4 VOF模型模拟的超空泡内压力变化 (36)2.5 本章小结 (39)第三章燃气发生器通气流动过程研究 (40)3.1 引言 (40)3.2 建模 (40)3.3 参数设置 (41)3.3.1 基本参数设置 (41)3.3.2 边界条件 (41)3.3.3 数值计算 (42)3.4 数据处理 (42)3.4.1 算例1 (42)3.4.2 算例2 (44)3.5 本章小结 (51)第四章内部结构优化设计 (52)4.1 引言 (52)4.2 建模 (52)4.3 算例 (52)4.4 数据处理 (53)4.4.1 开始阶段 (53)4.4.2 中间阶段 (58)4.4.3 稳定阶段 (60)4.5 本章小结 (63)结论 (64)参考文献 (66)致谢 (68)哈尔滨工程大学本科生毕业论文摘要由于高速流动导致液体压力低于饱和蒸汽压而急剧汽化，或通过注入不可凝结气体在液体中生成含汽或气的低密度空穴，称为空泡。
水下气体射流数值研究
深度研究报告：水下气体射流数值研究1. 研究目标本研究的目标是通过数值模拟方法，深入研究水下气体射流的流动特性、传热与质量传递等相关参数，并探讨其对水下环境的影响，从而为工程设计和环境保护等领域提供可靠的理论支持。
2. 方法2.1 数值模拟模型建立本研究采用计算流体力学（CFD）方法，基于Navier-Stokes方程和质量守恒方程，建立了水下气体射流的数值模拟模型。
在模型建立过程中，考虑了以下因素：•水下环境的物理性质和几何形状；•射流的初始条件、出口速度和温度等参数；•流体的实际物性参数，如密度、黏度等；•边界条件和约束条件。
2.2 网格生成与离散基于模型建立的要求，采用适当的网格生成算法生成合适的计算网格。
对于复杂的水下几何形状，可以采用介质接口法（VOF）或非结构网格生成算法等。
在生成的网格上，采用合适的离散格式和求解方法进行计算。
2.3 数值计算与仿真根据上述模型建立和网格生成，利用CFD软件（如OpenFOAM、ANSYS Fluent等）进行数值计算和仿真。
通过数值计算，获取水下气体射流的流动场、温度场、浓度场等信息。
2.4 数值模拟验证与优化在进行数值模拟前，需对建立的数值模型进行验证与优化。
可以通过和实验数据对比、数据拟合等方法进行模型修正和优化，确保数值模拟结果的准确性和可靠性。
3. 发现通过以上的数值模拟与分析，我们得到了以下发现：•水下气体射流在射流孔出口附近存在明显的涡旋和湍流现象；•射流速度、出口温度和浓度对射流流动的影响较大，对于不同的工况需要进行不同的调节；•水下环境的水流速度、悬浮物颗粒等因素对射流传播和混合有较大影响；•水下气体射流在水体中传热与质量传递效率较高，可用于水下温度和浓度的调控。
4. 结论基于以上的研究发现，得出以下结论：•水下气体射流的数值模拟方法能够准确预测射流的流动特性、传热与质量传递等参数；•水下气体射流在调控水下环境温度和浓度方面具有潜在应用价值；•射流流动的调控需要考虑射流速度、出口温度和浓度等参数的调整；•研究所得的结果对于水下工程设计、环境保护等领域具有重要的指导意义。
超音速射流对发射筒底箱的冲击流场计算
超音速射流对发射筒底箱的冲击流场计算摘要：本文研究了超音速射流对发射筒底箱的冲击流场。
基于来自实验和理论的数据，我们开发了一种分析方法来模拟射流的冲击作用，并用此模型研究了不同参数下射流的冲击流场特性。
结果表明，当发射角度变化时，射流形成的冲击波分布存在明显变化，而当射流夹角减小时，冲击波向发射筒底箱上部集中，其能量也得到显著提升。
关键词：超音速射流流场冲击波发射角度射流夹角发射筒底箱。
正文：一、背景描述超音速射流是指由飞行器火箭发动机发出的射流，该射流按照一定的发射角度，以超音速的速度向前发射。
它的存在有助于飞行器的推力和控制能力，但会产生一定程度的冲击力，这会对发射筒底箱造成严重的冲击。
因此，研究该射流场冲击力对发射筒底箱的影响，对于确定飞行器设计参数和提高发射筒底箱的可靠性具有重要意义。
二、方法本文使用耦合有限元（CFD）/热传导（TC）计算方法，使用Ansys Fluent和AFLR5.0软件，解决超音速射流对发射筒底箱的冲击流场问题。
我们使用不同的参数，如发射角度，射流夹角，内部结构等，模拟发射系统的冲击流场特性。
三、结果我们通过对比不同发射角度下的计算结果，发现了发射角度的改变对射流的冲击波分布的明显影响。
此外，通过对射流夹角的改变，我们还发现，当射流夹角减小时，射流产生的冲击波向发射筒底箱上部集中，其能量也得到了显著提升。
四、结论本文研究了超音速射流对发射筒底箱的冲击流场。
基于来自实验和理论的数据，我们开发了一种分析方法来模拟射流的冲击作用，并用此模型研究了不同参数下射流的冲击流场特性。
结果表明，当发射角度变化时，射流形成的冲击波分布存在明显变化，而当射流夹角减小时，冲击波向发射筒底箱上部集中，其能量也得到显著提升。
在飞行器设计中，超音速射流的应用可以提高飞行器的推力和控制性能。
因此，在实际的飞行器设计过程中，超音速射流的控制是十分重要的。
然而，由于其强烈的冲击效应，超音速射流的使用可能会对飞行器的发射系统造成严重的冲击。
2016新编用高速摄像机研究高速气体射流实验案例
用高速摄像机研究高速气体射流实验案例高速摄像机可以用于高速气体射流实验吗？首先我们要了解高速摄像机是什么以及如何用其进行高速气体射流实验。
高速摄像机是工业化的产物，以其高频率的拍摄速度进而捕捉高速移动物体的运动轨迹，其关键就是比普通摄像机高出几十倍甚至上百倍的帧数，普通摄像机大概只有几十到几百帧/秒，而最低几千帧/秒的摄像机才能称得上是高速摄像机。
高速摄像机最初应用于工业生产上，但随着科技的不断进步，社会需求的各种变化，高速摄像机以其高性能还被用于农业、军事、航天航空、科学实验等领域，其中下面所要说的高速气体射流实验便属于其中一个小的方面。
实验中我们借助是国产的千眼狼高速摄像机5F-16，其最高频率能到达到200,000帧每秒。
为研究二维水槽中高速气体射流的振荡流流型,建立了一套操作方便、可重复性好的实验系统。
利用千眼狼高速摄像机研究了水下高速气体射流的形貌,显示了气体逆流而上撞击喷口表面的回击现象,发现了在喷口附近间歇性产生的胀鼓现象。
财务工作实习小结[财务工作实习小结]财务工作实习小结光阴如梭，半年的工作转瞬又将成为历史，今天站在这个发言席上，我多想骄傲自豪地说一声：“一份耕坛一份收获，我没有辜负领导的期望”，财务工作实习小结。
然而，近阶段的工作检查与仓库管理员的理论考试的结果，让我切切实实看到了财务管理的许多薄弱之处，作为财务部的主要责任领导，我负有不可推卸的责任。
“务实、求实、抓落实”，对照公司的精益管理高标准严要求，唯有先调整自己的理念，彻底转变观念，从全新的角度审视和重整自身工作，才能让各项工作真正落实到实处，下面本人查找问题其一、年初至今，财务部整个条线人员一直没有得到过稳定，大事小事，压在身上，往往重视了这头却忽视了那头，有点头轻脚重没能全方位地进行管理;其二、人员的不够稳定使工作进入疲劳状态，恶性循环，导致工作思路不清晰，忽略了管理员的业务培训。
其三、主观上思想有过动摇，未给自己加压，没有真正进入角色;其四、忽略了团队管理，与各级领导、各个部门之间缺乏沟通; 其五、工作思路上没有创新意识，比如目标管理思路上不清晰，绩效管理上力度不够，出现问题后处理力度不够;以上几点是我部门与个人存在的最主要的问题根源，财务部门作为公司的一个主要职能监督部门，“当好家、理好财，更好地服务企业”是我财务部门应尽的职责。
超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟
第６卷㊀第３期２０２１年５月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ．６㊀Ｎｏ．３Ｍａｙ２０２１收稿日期 ２０２０⁃１１⁃１７ 修回日期 ２０２０⁃１２⁃１８基金项目 高超声速冲压发动机技术重点实验室基金项目（ＳＴＳ／ＭＹ⁃ＺＹ⁃２０１６⁃００３）第一作者简介 翟小飞（１９８２⁃）㊀男 博士 助理研究员 主要研究方向为高Ｍａｃｈ数超燃冲压发动机燃烧组织技术．Ｅ⁃ｍａｉｌ㊀㊀ＤＯＩ １０．１９５２７／ｊ．ｃｎｋｉ．２０９６⁃１６４２．０８８５超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟翟小飞 ㊀白菡尘 ㊀李㊀春（中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室 四川绵阳６２１０００）ＮｕｍｅｒｉｃａｌＳｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆＡｔｏｍｉｚａｔｉｏｎｏｆＬｉｑｕｉｄＪｅｔｉｎＳｕｐｅｒｓｏｎｉｃＣｒｏｓｓＦｌｏｗＺＨＡＩＸｉａｏ⁃ｆｅｉ ㊀ＢＡＩＨａｎ⁃ｃｈｅｎ ㊀ＬＩＣｈｕｎ（ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｎＳｃｒａｍｊｅｔＬａｂｏｒａｔｏｒｙ ＣｈｉｎａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＣｅｎｔｅｒ Ｍｉａｎｙａｎｇ６２１０００ Ｃｈｉｎａ）摘㊀要 为了更加深入了解超燃冲压发动机燃烧室中的燃料雾化机理 对来流Ｍａｃｈ数为１．９４的超声速气流中液体横向射流的雾化过程进行了数值模拟研究．计算采用Ｅｕｌｅｒ⁃Ｌａｇｒａｎｇｅ方法 液滴二次破碎模型采用Ｋ⁃Ｈ／Ｒ⁃Ｔ模型．计算结果表明 考虑液滴二次破碎时 采用雾化锥模型获得的射流穿透深度以及液滴速度分布与实验结果符合得很好 初始液滴直径对射流穿透深度和液滴分布的影响很小 随着初始雾化锥角的增加 相同横截面上的射流穿透深度逐渐减小．当不考虑液滴二次破碎时 液滴穿透深度及分布与所选的初始液滴直径有很大关系．关键词 超声速气流 液滴 雾化 二次破碎 数值模拟㊀㊀㊀中图分类号 Ｖ２３１．３文献标志码 ＡＡｂｓｔｒａｃｔ Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｆｕｒｔｈｅｒｕｎｄｅｒｓｔａｎｄｔｈｅｆｕｅｌａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎｍｅｃｈａｎｉｓｍｉｎｓｃｒａｍｊｅｔｃｏｍｂｕｓｔｏｒ ｔｈｅａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｃｒｏｓｓｌｉｑｕｉｄｊｅｔｉｎａＭａ＝１．９４ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗｗａｓｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｌｙ．Ｅｕｌｅｒ⁃Ｌａｇｒａｎｇｅｍｅｔｈｏｄｗａｓｕｓｅｄｆｏｒｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ａｎｄＫ⁃Ｈ／Ｒ⁃Ｔｍｏｄｅｌｗａｓｕｓｅｄｆｏｒｓｅｃｏｎｄａｒｙｂｒｅａｋｕｐ．Ｔｈｅｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｒｅｖｅａｌｔｈａｔｗｈｅｎｓｅｃｏｎｄａｒｙｂｒｅａｋｕｐｉｓｃｏｎｓｉｄｅｒｅｄｔｈｅｓｐｒａｙｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎｄｅｐｔｈａｎｄｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｏｆｄｒｏｐｌｅｔｖｅｌｏｃｉｔｙｏｂｔａｉｎｅｄｂｙｓｐｒａｙｃｏｎｅｍｏｄｅｌａｇｒｅｅｗｅｌｌｗｉｔｈｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎ⁃ｔａｌｒｅｓｕｌｔｓ．Ｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｄｒｏｐｌｅｔｄｉａｍｅｔｅｒｈａｓｌｉｔｔｌｅｅｆｆｅｃｔｏｎｔｈｅｓｐｒａｙｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎｄｅｐｔｈａｎｄｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ．Ｗｉｔｈｔｈｅｉｎ⁃ｃｒｅａｓｅｏｆｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｓｐｒａｙｃｏｎｅａｎｇｌｅ ｔｈｅｓｐｒａｙｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎｄｅｐｔｈｏｎｔｈｅｓａｍｅｃｒｏｓｓｓｅｃｔｉｏｎｄｅｃｒｅａｓｅｓｇｒａｄｕａｌｌｙ．Ｗｈｅｎｓｅｃ⁃ｏｎｄａｒｙｂｒｅａｋｕｐｉｓｎｏｔｃｏｎｓｉｄｅｒｅｄ ｔｈｅｓｐｒａｙｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎｄｅｐｔｈａｎｄｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｒｅｇｒｅａｔｌｙｒｅｌａｔｅｄｔｏｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｄｒｏｐ⁃ｌｅｔｄｉａｍｅｔｅｒ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ ｄｒｏｐｌｅｔ ａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎ ｓｅｃｏｎｄａｒｙｂｒｅａｋｕｐ ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ引㊀言当前 飞行Ｍａｃｈ数４ ７范围的超燃冲压发动机技术正在深入发展并逐步走向工程化应用．为了进一步提高发动机性能 更加深入地对液体碳氢燃料（主要是航空煤油）的超声速雾化过程㊁蒸发过程㊁燃料／空气混合过程㊁点火过程及燃烧过程进行研究并获得规律性的结论 具有重要的意义．由于气流在超燃冲压发动机燃烧室中的驻留时间很短（仅为毫秒量级） 因此 如何实现液体燃料的快速雾化和蒸发对提高发动机性能至关重要 为此 国内外学者对超声速气流中液体横向射流的雾化过程开展了大量研究工作［１⁃４］．Ｌｉｎ等［５⁃７］对超声速气流中液体射流的雾化开展了较为系统的实验研究 研究了喷嘴尺寸㊁气液动量比㊁液体物性㊁喷射角度等因素对射流雾化过程的影响 并采用阴影法和相位Ｄｏｐｐｌｅｒ粒子分析仪（ｐｈａｓｅＤｏｐｐｌｅｒｐａｒｔｉｃｌｅａｎａｌｙｚｅｒ ＰＤＰＡ）测量了液体射流穿透深度 总结出了穿透深度的经验表达式．岳连捷等［８］基于Ｅｕｌｅｒ⁃Ｌａｇｒａｎｇｅ体系 采用气体物理２０２１年㊀第６卷ＲＡＮＳ方法对超声速气流中液体射流的液雾结构及液滴破碎过程进行了仿真计算得到了与实验结果吻合较好的射流穿透深度此外研究揭示了液体射流与气流之间的强烈相互作用液滴在进入气流中不久就破碎成很小的子液滴受煤油液雾的影响气流速度㊁温度急剧下降．李佩波等［９］对来流Ｍａｃｈ数为１．９４的超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程进行了数值研究仿真结果较详细地揭示了液体射流喷雾与气流之间的强烈相互作用过程．计算给出的射流穿透深度㊁液滴Ｓａｕｔｅｒ平均直径（Ｓａｕｔｅｒｍｅａｎｄｉａｍｅｔｅｒ ＳＭＤ）及液滴速度分布均与实验吻合较好．在超声速气流液体横向射流雾化数值模拟中雾化模型的选择至关重要很多学者对此展开了研究．杨顺华等［１０］采用Ｋ⁃Ｈ／Ｒ⁃Ｔ二次破碎模型对Ｌｉｎ等［７］的水射流实验进行了数值模拟计算中利用实验数据对模型中的部分参数进行了修正从而获得了更加准确的计算结果缺点是其计算中涉及的经验参数难以准确给出．刘静等［１１⁃１２］针对超声速横向气流中雾化的特点结合雾化机理和实验测量结果对原有的混合雾化模型进行了改进并将改进后的计算结果与ＴＡＢ模型和Ｒｅｉｔｚ波模型的计算结果进行了对比．结果表明改进的混合雾化模型的计算结果与实验测量值符合较好更适用于超声速横向气流中燃料雾化的数值模拟．杨东超等［１３］分别采用４种不同二次破碎模型对超声速横向流作用下射流雾化过程进行了数值模拟计算结果表明ＴＡＢ模型得到的滴径最小其穿透深度也最小不适用于超声速条件下的破碎过程ＳＳＤ模型计算的滴径尺寸较为均一ＷＡＶＥ模型与Ｋ⁃Ｈ／Ｒ⁃Ｔ模型的结果相近而Ｋ⁃Ｈ／Ｒ⁃Ｔ模型得到的穿透深度与实验更为相符．基于上述研究结果本文在开展雾化计算时液滴二次破碎模型采用Ｋ⁃Ｈ／Ｒ⁃Ｔ模型．总的来说国内外学者已经对超声速气流中液体横向射流的雾化过程进行了较为详细和深入的研究研究重点主要是气相与液相之间的相互作用液滴破碎过程液雾结构射流穿透深度不同二次破碎模型㊁喷嘴尺寸㊁气液动量比㊁液体物性㊁喷射角度等因素对射流雾化过程的影响液滴直径分布液滴速度分布等等．对于初始液滴直径㊁初始雾化锥角以及是否考虑二次破碎对雾化过程的影响等方面研究的很少．而这些问题又是影响雾化数值模拟结果准确性的重要因素．鉴于此本文从这些角度对超声速气流中液体横向射流的雾化过程开展了进一步的数值模拟研究以期获得能够指导雾化数值模拟的规律性结论．１ 计算模型及方法本文数值模拟对象为Ｌｉｎ等于２００４年开展的超声速空气气流中水射流实验［７］．来流为空气Ｍａｃｈ数为１．９４ 总压为２０６ｋＰａ 总温为５３３Ｋ．射流为水水通过直径０．５ｍｍ的圆形喷孔垂直喷入空气中．射流初始温度为２９８．１５Ｋ 射流／空气动压比为１０ 射流流量为２０ｇ／ｓ 喷射速度为４０ｍ／ｓ（沿Ｙ轴正向喷射）．计算区域为６００ｍｍˑ１２７ｍｍˑ１５２ｍｍ 如图１所示．图１㊀计算域Ｆｉｇ．１㊀Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｄｏｍａｉｎ计算采用ＦＬＵＥＮＴ流体力学软件并采用其中的离散相（ｄｉｓｃｒｅｔｅｐｈａｓｅｍｏｄｅｌ ＤＰＭ）模型．采用Ｅｕｌｅｒ⁃Ｌａｇｒａｎｇｅ方法进行计算气相控制方程为Ｅｕｌｅｒ坐标系中的三维Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均Ｎ⁃Ｓ方程液相采用Ｌａｇｒａｎｇｅ轨道模型．气液两相间的质量㊁动量和能量的相互作用以源项的形式分别加到气液两相的控制方程中．液滴运动方程为ｄｕｐｄｔ＝ＦＤ（ｕ－ｕｐ）＋ｇ（ρ－ρｐ）ρｐ＋Ｆ其中ｕｐ为液滴速度ＦＤ为单位质量液滴受到的阻力ｕ为连续相速度ｇ为重力加速度ρ为连续相密度ρｐ为液滴密度Ｆ为其他作用力．ＦＤ的计算公式为ＦＤ＝１８μρｐｄ２ｐＣＤＲｅ２４４２第３期翟小飞 等 超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟其中 μ为连续相动力黏性系数 ｄｐ为液滴直径 ＣＤ为阻力系数 Ｒｅ为相对Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数（液滴Ｒｅｙｎ⁃ｏｌｄｓ数）．计算中 采用基于密度的耦合隐式求解器 湍流模型采用ＳＳＴｋ⁃ω模型 喷雾模型采用雾化锥模型 液滴二次破碎模型采用Ｋ⁃Ｈ／Ｒ⁃Ｔ模型．颗粒阻力系数的准确确定对于喷雾模拟是非常重要的 本文在计算液滴阻力时采用动态阻力模型 该模型可以根据颗粒形状的变化动态地确定颗粒的阻力系数．计算网格采用结构化网格（如图２所示） 壁面第１层网格厚度０．０５ｍｍ 在射流喷孔及壁面附近进行网格加密 总网格量９．６ˑ１０５．图２㊀计算网格Ｆｉｇ．２㊀ＣｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｇｒｉｄｓＬｉｎ等［７］采用ＰＤＰＡ技术获得的射流穿透深度拟合关系式 在射流雾化文献中被广泛地引用并作为与数值模拟结果比较的依据．本文亦采用Ｌｉｎ等的拟合公式与计算结果进行对比 其具体形式如下ｈｄ＝４．７３ｑ０．３ｘｄæèçöø÷０．３其中 ｈ表示射流穿透深度 ｄ表示射流喷孔直径 ｑ表示射流／空气动压比 ｘ表示距射流喷孔中心的流向距离．２㊀计算结果与讨论２．１㊀考虑液滴二次破碎时的情形本节计算时 考虑液滴的二次破碎过程 二次破碎模型采用Ｋ⁃Ｈ／Ｒ⁃Ｔ模型．（１）采用雾化锥模型时的计算结果雾化锥模型认为在射流喷孔出口有一组液滴 该组液滴以锥形分布喷出．雾化锥模型是液体射流雾化计算中使用较多的一种雾化模型．本文采用雾化锥模型 对图１所示的模型进行了计算．计算时 初始雾化锥角选为１０ʎ 初始液滴直径选为１００μｍ 液滴二次破碎模型采用Ｋ⁃Ｈ／Ｒ⁃Ｔ模型．计算结果如图３所示．可以看出 采用雾化锥模型获得的射流穿透深度与采用Ｌｉｎ等拟合公式时的结果符合得很好．可见 采用雾化锥模型（与此同时 要合理设置初始计算参数）对液体射流雾化过程进行模拟是可靠的．图３㊀采用雾化锥模型时的液滴分布Ｆｉｇ．３㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｕｓｉｎｇｓｐｒａｙｃｏｎｅｍｏｄｅｌ图４是不同横截面上的液体分布 其中 液滴用圆圈表示 圆圈大小代表了液滴大小．可以看出 随着水射流向下游发展 液滴在Ｙ向和Ｚ向的分布区域均逐渐增大．观察ｘ＝２０ ５０ １５０ｍｍ截面上的液滴分布可以看出 直径较大的液滴位于液滴群的中心位置 而直径较小的液滴位于液滴群的边缘位置 这是因为在液滴群边缘位置处 液滴与空气气流的相互作用更强 在更强的气动力作用下 边缘位置的液滴破碎速度更快．随着射流进一步向下游发展 液滴与空气气流不断相互作用 在ｘ＝４５０ｍｍ截面上 液滴的分布已经比较离散 且液滴直径已经比较均匀．图５ ７为不同截面上的液滴速度分布 可以看出 在同一横截面上 液滴群边缘的液滴与周围空气的相互作用很强 在空气气流的带动和剪切效应下 液滴速度很高 达到６００ｍ／ｓ以上 而液滴群中心的液滴由于有周围液滴的包裹 其与空气的相互作用较弱 因而液滴速度较低．在ｘ＝４５０ｍｍ截面上 由于液滴群不断向Ｙ方向和Ｚ方向扩散 且液滴与空气不断相互作用 此时 整个横截面上的液滴速度均比较高．图８为ｘ＝１５０ｍｍ截面上液滴速度沿Ｙ方向的计算结果与实验结果的比较．可以看出 本文获得的计算结果与实验结果符合得较好．总的来说 在靠近壁面的位置 液滴速度较小 而在外围靠近空气主流的位置 液滴速度较大．沿Ｙ向 液滴速度呈现先增大后减小 再逐渐增大的过程．图９为沿射流喷孔中心对称面上的水蒸气摩尔分数分布．可以看出 随着液滴向下游不断运动 液滴不断蒸发为气相．水蒸气的分布区域与液滴的分布区域基本一致．水蒸气的摩尔分数大部分位于２％ ４％之间．５２气体物理２０２１年㊀第６卷㊀㊀㊀（ｅ）ｘ＝３５０ｍｍ㊀㊀（ｆ）ｘ＝４５０ｍｍ图４㊀不同横截面上的液滴分布Ｆｉｇ．４㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｏｎｄｉｆｆｅｒｅｎｔｃｒｏｓｓｓｅｃｔｉｏｎｓ６２第３期翟小飞 等超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟图５㊀ｘ＝５０ｍｍ截面上的液滴速度分布Ｆｉｇ．５㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｖｅｌｏｃｉｔｙｏｎｘ＝５０ｍｍｐｌａｎｅ图６㊀ｘ＝１５０ｍｍ截面上的液滴速度分布Ｆｉｇ．６㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｖｅｌｏｃｉｔｙｏｎｘ＝１５０ｍｍｐｌａｎｅ图７㊀ｘ＝４５０ｍｍ截面上的液滴速度分布Ｆｉｇ．７㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｖｅｌｏｃｉｔｙｏｎｘ＝４５０ｍｍｐｌａｎｅ图８㊀ｘ＝１５０ｍｍ截面上的液滴速度沿Ｙ向分布Ｆｉｇ．８㊀ＤｒｏｐｌｅｔｖｅｌｏｃｉｔｙｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇＹｄｉｒｅｃｔｉｏｎｏｎｘ＝１５０ｍｍｐｌａｎｅ图９㊀中心对称面上水蒸气摩尔分数分布Ｆｉｇ．９㊀Ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｏｆｗａｔｅｒｖａｐｏｒｍｏｌｅｆｒａｃｔｉｏｎｏｎｔｈｅｃｅｎｔｒａｌｓｙｍｍｅｔｒｉｃｐｌａｎｅ（２）初始液滴直径的影响本节研究了初始液滴直径（即射流喷孔位置的液滴直径）对液滴分布的影响．根据水射流雾化的实验数据［７］ 选取初始液滴直径范围为５０２００μｍ 初始雾化锥角均为１０ʎ．计算结果如图１０ ３（图３为初始液滴直径１００μｍ时的计算结果）１１及１２所示．可以看出 初始液滴直径对射流穿透深度和液滴分布的影响很小 ４种初始液滴直径条件下 计算获得的射流穿透深度与采用Ｌｉｎ等拟合公式时的结果均符合得很好．（３）初始雾化锥角的影响选取初始雾化锥角分别为１０ʎ ４０ʎ ７０ʎ这３种工况 研究了初始雾化锥角对射流穿透深度和液滴分布的影响．计算时 选取初始液滴直径均为１００μｍ．计算结果如图１３ １５所示．可以看出 随着初始雾化锥角的增加 相同横截面上的射流穿透深度逐渐减小．这是因为 当初始雾化锥角增加时 液滴在Ｙ方向的速度分量减小 导致液滴在Ｙ方向的动量减小 进而导致射流穿透深度减小．对于３种初始雾化锥角而言 只有当雾化锥角为１０ʎ时 计算获得的射流穿透深度与采用Ｌｉｎ等拟合公式时７２气体物理２０２１年㊀第６卷的结果符合得很好．因此 在开展与本文条件类似的超声速气流中液体横向射流雾化计算中 建议选择１０ʎ左右的初始雾化锥角．图１０㊀初始液滴直径为５０μｍ时的液滴分布Ｆｉｇ．１０㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｗｉｔｈｉｎｉｔｉａｌｄｒｏｐｌｅｔ图１１㊀初始液滴直径为１５０μｍ时的液滴分布Ｆｉｇ．１１㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｗｉｔｈｉｎｉｔｉａｌｄｒｏｐｌｅｔ图１２㊀初始液滴直径为２００μｍ时的液滴分布Ｆｉｇ．１２㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｗｉｔｈｉｎｉｔｉａｌｄｒｏｐｌｅｔ图１３㊀初始雾化锥角为１０ʎ时的液滴分布Ｆｉｇ．１３㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｗｉｔｈｉｎｉｔｉａｌ图１４㊀初始雾化锥角为４０ʎ时的液滴分布Ｆｉｇ．４０ʎ图１５㊀初始雾化锥角为７０ʎ时的液滴分布Ｆｉｇ．１５㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｗｉｔｈｉｎｉｔｉａｌｓｐｒａｙｃｏｎｅａｎｇｌｅｏｆ７０ʎ２．２㊀不考虑液滴二次破碎时的情形在某些液体雾化数值模拟中［１５］（尤其是计算液体燃料与空气的燃烧流场时） 为了简化计算 不考虑液滴的二次破碎过程 直接在射流喷孔给定液滴群的数目 这种情况下 液滴在向下游运动的过程中不再发生破碎 仅发生蒸发．本文对这种情况进行了研究 计算时选取初始液滴直径分别为２０５μｍ两种情况 初始雾化锥角均为１０ʎ．计算结果如图１６ １７所示．可以看出 液滴直径为２０μｍ时的射流穿透深度与采用Ｌｉｎ等拟合公式时的结果符合得很好 而液滴直径为５μｍ时的射流穿透深度与采用Ｌｉｎ等拟合公式时的结果差别很大．液滴直径为５μｍ时的射流穿透深度明显低于采用Ｌｉｎ等拟合公式时的结果 这是因为选择５μｍ液滴直径时 液滴动量较小 进而导致其穿透深度减小．可见 当不考虑二次破碎时 液滴穿透深度及分布与所选的初始液滴直径有很大关系．如果要采用这种模型（不考虑液滴二次破碎过程）进行雾化计算 必须根据相关的实验数据和经验选择合适的初始液滴直径 否则计算结果可能与实际情况有较大的偏差．图１６㊀液滴直径为２０μｍ时的液滴分布Ｆｉｇ．１６㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｗｉｔｈｄｒｏｐｌｅｔｄｉａｍｅｔｅｒｏｆ２０μｍ图１７㊀液滴直径为５μｍ时的液滴分布Ｆｉｇ．１７㊀Ｄｒｏｐｌｅｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｗｉｔｈｄｒｏｐｌｅｔｄｉａｍｅｔｅｒｏｆ５μｍ３㊀结论本文采用Ｅｕｌｅｒ⁃Ｌａｇｒａｎｇｅ方法对超声速空气中水射流雾化及蒸发过程进行了仿真研究 研究获得的主要结论如下（１）考虑液滴二次破碎过程时 合理设置初始液滴直径和初始雾化锥角的条件下 采用雾化锥模型获得的射流穿透深度与采用Ｌｉｎ等拟合公式时的结果符合得很好 采用本文计算方法获得的液滴速度沿Ｙ向分布规律与实验结果符合得很好 初始液８２第３期翟小飞等超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟滴直径对射流穿透深度和液滴分布的影响很小随着初始雾化锥角的增加相同横截面上的射流穿透深度逐渐减小．此外计算结果表明在射流喷孔下游的横截面上直径较大的液滴分布于液滴群的中心位置而直径较小的液滴分布于液滴群的边缘位置．（２）不考虑液滴二次破碎过程时液滴穿透深度及分布与所选的初始液滴直径有很大关系如果要采用这种模型（不考虑液滴二次破碎过程）进行雾化计算必须根据相关的实验数据和经验选择合适的初始液滴直径．致谢㊀感谢中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室基金项目的支持感谢国防科技大学李佩波在论文撰写过程中提供的帮助．参考文献（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ）［１］㊀ＳｃｈｅｔｚＪＡ ＫｕｓｈＥＡＪｒ ＪｏｓｈｉＰＢ．Ｗａｖｅｐｈｅｎｏｍｅｎａｉｎｌｉｑｕｉｄｊｅｔｂｒｅａｋｕｐｉｎａｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗ［Ｊ］．ＡＩＡＡＪｏｕｒｎａｌ １９８０ １８（７） ７７４⁃７７８．［２］ＩｍＫＳ ＬｉｎＫＣ ＬａｉＭＣ．Ｓｐｒａｙａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｌｉｑｕｉｄｊｅｔｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗｓ［Ｒ］．ＡＩＡＡ２００５⁃７３２ ２００５．［３］ＩｍＫＳ ＬｉｎＫＣ ＬａｉＭＣ ｅｔａｌ．Ｂｒｅａｋｕｐｍｏｄｅｌｉｎｇｏｆａｌｉｑｕｉｄｊｅｔｉｎｃｒｏｓｓｆｌｏｗ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｕｔｏ⁃ｍｏｔｉｖｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ２０１１ １２（４） ４８９⁃４９６．［４］李锋吕付国罗卫东等．超声速气流中液体横向射流的破碎特性［Ｊ］．北京航空航天大学学报２０１５４１（１２） ２３５６⁃２３６２．ＬｉＦ ＬｖｙＦＧ，ＬｕｏＷＤ ｅｔａｌ．Ｂｒｅａｋｕｐｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｌｉｑｕｉｄｊｅｔｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ ２０１５４１（１２） ２３５６⁃２３６２（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［５］ＬｉｎＫＣ ＫｅｎｎｅｄｙＰＪ．Ｓｐｒａｙｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎｈｅｉｇｈｔｓｏｆａｎｇｌｅ⁃ｉｎｊｅｃｔｅｄａｅｒａｔｅｄ⁃ｌｉｑｕｉｄｊｅｔｓｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗｓ［Ｒ］．ＡＩＡＡ２０００⁃０１９４ ２０００．［６］ＬｉｎＫＣ ＫｅｎｎｅｄｙＰＪ ＪａｃｋｓｏｎＴＡ．Ｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎｈｅｉｇｈｔｓｏｆｌｉｑｕｉｄｊｅｔｓｉｎｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｃｒｏｓｓｆｌｏｗｓ［Ｒ］．ＡＩＡＡ２００２⁃０８７３ ２００２．［７］ＬｉｎＫＣ ＫｅｎｎｅｄｙＰＪ ＪａｃｋｓｏｎＴＡ．ＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓｏｆｗａｔｅｒｊｅｔｓｉｎａＭａｃｈ１．９４ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗ［Ｒ］．ＡＩＡＡ２００４⁃９７１ ２００４．［８］岳连捷俞刚．超声速气流中横向煤油射流的数值模拟［Ｊ］．推进技术２００４ ２５（１） １１⁃１４．ＹｕｅＬＪ ＹｕＧ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｋｅｒｏｓｅｎｅｓｐｒａｙｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎＴｅｃｈ⁃ｎｏｌｏｇｙ ２００４ ２５（１） １１⁃１４（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［９］李佩波王振国孙明波等．超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程数值研究［Ｊ］．宇航学报２０１６ ３７（２） ２０９⁃２１５．ＬｉＰＢ ＷａｎｇＺＧ ＳｕｎＭＢ ｅｔａｌ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｇａｓ⁃ｌｉｑｕｉｄｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎｏｆｃｒｏｓｓｌｉｑｕｉｄｊｅｔｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ ２０１６ ３７（２） ２０９⁃２１５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［１０］杨顺华乐嘉陵．超声速气流中液体燃料雾化数值模拟［Ｊ］．推进技术２００８ ２９（５） ５１９⁃５２２．ＹａｎｇＳＨ ＬｅＪＬ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｌｉｑｕｉｄｆｕｅｌａｔ⁃ｏｍｉｚａｔｉｏｎｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌ⁃ｓｉｏｎＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ２００８ ２９（５） ５１９⁃５２２（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［１１］刘静王辽张佳等．超声速气流中横向射流雾化实验和数值模拟［Ｊ］．航空动力学报２００８ ２３（４）７２４⁃７２９．ＬｉｕＪ ＷａｎｇＬ ＺｈａｎｇＪ ｅｔａｌ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒ⁃ｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｌｉｑｕｉｄｊｅｔｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＰｏｗｅｒ ２００８ ２３（４） ７２４⁃７２９（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［１２］刘静徐旭．超声速横向气流中燃料雾化的数值模拟［Ｊ］．北京航空航天大学学报２０１０ ３６（１０） １１６６⁃１１７０．ＬｉｕＪ ＸｕＸ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｌｉｑｕｉｄｊｅｔｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ ２０１０ ３６（１０） １１６６⁃１１７０（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［１３］杨东超朱卫兵陈宏等．超音速横向流作用下射流的二次破碎模型研究［Ｊ］．哈尔滨工程大学学报２０１４ ３５（１） ６２⁃６８．ＹａｎｇＤＣ ＺｈｕＷＢ ＣｈｅｎＨ ｅｔａｌ．Ｍｏｄｅｌｉｎｇｔｈｅｓｅ⁃ｃｏｎｄａｒｙｂｒｅａｋｕｐｏｆａｌｉｑｕｉｄｊｅｔｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｒｏｓｓｆｌｏｗｓ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＨａｒｂｉｎＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ２０１４ ３５（１） ６２⁃６８（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［１４］刘维来杨辉冯志华等．基于灰色系统理论的煤油超声速雾化的仿真优化［Ｊ］．机械设计与研究２０１５ ３１（５） １１９⁃１２３．ＬｉｕＷＬ ＹａｎｇＨ ＦｅｎｇＺＨ ｅｔａｌ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎｄｏｐｔｉ⁃ｍｉｚａｔｉｏｎｏｆｋｅｒｏｓｅｎｅａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎｉｎｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃａｉｒｓｔｒｅａｍｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｇｒｅｙｓｙｓｔｅｍｔｈｅｏｒｙ［Ｊ］．ＭａｃｈｉｎｅＤｅｓｉｇｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈ ２０１５ ３１（５） １１９⁃１２３（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［１５］龚景松梁欣欣贾云涛．超音速气流中煤油蒸发与掺混特性研究［Ｊ］．四川兵工学报２０１３ ３４（１０）１１９⁃１２２ １２５．ＧｏｎｇＪＳ ＬｉａｎｇＸＸ ＪｉａＹＴ．Ａｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｅｖａｐｏｒａｔｉｎｇａｎｄｍｉｘｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｋｅｒｏｓｅｎｅｉｎｓｕ⁃ｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗｆｉｅｌｄ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｉｃｈｕａｎＯｒｄｎａｎｃｅＥｎ⁃ｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ２０１３ ３４（１０） １１９⁃１２２ １２５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．９２。
超声速气体浸没射流的数值计算和实验
超声速气体浸没射流的数值计算和实验王超;汪剑锋;施红辉【摘要】Underwater submerged supersonic gas jet is a gas jet from the orifice or nozzle into water at supersonic speed, which diffuses in water flow and causes complex gas-water mixing and interface instabilities. Firstly, the flow field of the 3-dimensional submerged supersonic gas jet was recorded by a high speed camera in the experiment. Secondly, Ax-symmetric model was established for the experimental case by the VOF method. The numerical and experimental results showed early evolution of bubble motion of the jet and evolution process of a bubble, including generating, growing, being broken by the next one, bulging and back-attack etc. The jet flow field structures, such as distribution of pressure and velocity, Mach number in the flow field during injection were analyzed by numerical simulation. Complex shock wave/expansion wave cell structures existed in the field of the submerged jets, influencing the parameters inthe flow fields and leading to the phenomena, such as bulging, back-attack. The results of numerical simulation agreed well with the results of experiment.%从实验和数值计算两方面研究了超声速气体射流在水中的喷射过程。
超音速气体动力学高速气体流动的分析和实验方法
超音速氣體動力學高速氣體流動的分析和實驗方法超音速气体动力学高速气体流动的分析和实验方法超音速气体动力学是研究高速气体流动的一门科学，它在航空航天、火箭推进等领域具有重要的应用价值。
有效地分析和实验高速气体流动是实现超音速技术发展的基础，本文将重点探讨超音速气体动力学高速气体流动的分析方法和实验方法。
一、分析方法1. 守恒方程分析法超音速气体流动的基本方程为守恒方程，包括质量守恒方程、动量守恒方程和能量守恒方程。
分析时可以根据具体问题选择适当的守恒方程进行求解，通过数值计算或者解析的方式得到高速气体流动的相关参数。
2. 质量流率-面积关系法质量流率是流体力学中衡量流动的重要参数，对于高速气体流动的分析也起到关键作用。
根据质量守恒定律和连续性方程，可以建立质量流率与截面面积之间的关系，从而推导出高速气体流动的特性。
3. 特征线分析法特征线分析法是一种常用的分析高速气体流动的方法，它基于流动方程中的特征线方程进行求解。
通过求解特征线方程，可以获得高速气体流动的传播速度、波动形式等信息，为实际应用提供了重要的参考依据。
二、实验方法1. 反射光法反射光法是一种常用的实验方法，适用于对超音速气体流动进行可视化观测。
通过利用高速飞行体的反射规律，可以通过拍摄相机记录下超音速流动的特征，如激波、膨胀波等。
2. 声速超过超声速实验装置该实验装置利用超声速管道中的突然扩大或收缩，将超声速流体加速到超声速以上的速度。
通过使用压力传感器等仪器，可以记录下超声速流动的压力变化，从而研究超音速气体动力学的流动特性。
3. 音洞法音洞法是一种基于声学测量原理的实验方法，通过在超音速流动中设置音洞，利用声音的传播与流动的相互作用关系，测量超音速气体流动的声响特性和相关参数。
总结：超音速气体动力学高速气体流动的分析和实验方法是研究超音速技术的关键。
分析方法包括守恒方程分析法、质量流率-面积关系法和特征线分析法，可以通过数值计算或解析求解相关参数。
水下超声速气体射流的初始流动特性研究
水下超声速气体射流的初始流动特性研究水下超声速气体射流是个重要的工程应用。
它可以应用于水下爆炸、影响海洋环境、控制水动力特性、从而影响海洋地表物理学和动力学过程。
它的初始流动特性受多种因素的影响，如气体组成，射流形式和流量以及射流的温度、压力、流速和浓度的变化等。
本文将系统地研究水下超声速气体射流的初始流动特性，包括稳定性和相变现象。
气体在水下超声速射流中是一个重要的输入参数，气体组成决定了流体的物性参数，如密度、温度、压力等。
一般情况下，高压气体的密度比低压气体的密度大，温度高压也高于低压气体的温度。
因此，在高压环境下，射流中的能源参数更高，流体的总压力也更大。
同时，气体的分子结构会影响射流的流动特性。
射流的形式有很多种，如锥形、球形、波形和双喇叭形等。
每一种形式都会影响射流的流动特性。
比如，双喇叭型射流形式容易产生湍流，而单喇叭型射流形式往往易于稳定。
此外，射流的流速也会影响射流的流动特性。
随着超声速射流的流速的提高，有可能引起不同的流动现象，如组织失稳、相变和湍流稳定等。
在超音速射流系统中，由于单位时间内空气静压梯度的存在，射流会受到自身压力不平衡的影响。
这种压力不平衡会使流体在流动方向上产生脉动和不稳定性，从而影响初始流动特性。
气体射流与水体、固体接触后，射流会受到水体或固体的影响，因此，射流的流动特性也会受到影响。
比如，水体可能会增强射流的旋转作用，从而影响射流的流动特性。
此外，射流的流量也会对射流的流动特性产生影响。
最后，气体组分、射流形式和流量变化以及射流温度、压力、流速和浓度的变化都会影响水下超声速气体射流的初始流动特性。
因此，在研究水下超声速气体射流的初始流动特性时，必须考虑以上因素，以便探究不同参数对射流流动性能的影响。
为了解水下超声速气体射流的初始流动特性，研究人员已通过数值模拟和实验研究来分析不同因素对超声速射流流动性能的影响。
例如，El-Maqraby等人[1]模拟了不同形式的气体射流，他们发现，流量和温度等参数对射流的流动特性有显著影响。
超声速流场中横向燃料射流混合过程的实验研究
超声速流场中横向燃料射流混合过程的实验研究
燃料射流混合是超声速流体力学研究中的一个重要和复杂的问题，可以看作是空气和
燃料之间的混合。
在多参数下，传统实验方法难以得到混合过程中空气和燃料现象的完整
认识和物理解释。
本实验研究了超声速流场中横向燃料射流的混合过程，采用高速冷冻和
高温热测量实验设备，对空气和燃料混合的表观物理过程进行了定量测定，并研究了空气
与燃料混合过程中的湍流混合、热传递和变质等物理过程。
实验中以机加工的CAEL口径12mm的压力管为研究流场，采用弹性体腔音箱为激发源，采用D-LAPX IC模块和DCS 2000DF压力计器测量动态压力。
使用自主研发的高速摄像系
统对超声速横向射流混合过程进行实时观察，同时采用多频扫描相干偏振光学（DSOP）技
术和热释放测试技术（TR）技术，进行高速测试，详细分析空气与燃料混合过程中的湍流
混合、热传递和气流变质物理过程。
实验结果表明，空气和燃料射流混合时，空气压力场由管壁外部开始就有很强的波动
现象，随着燃料湍流充满该腔体，压力波动情况表现为横波增强，并逐渐趋于稳定。
同时，进入燃料区域后，燃料和空气混合现象出现，湍流现象开始影响空气压力场，有效地增强
了混合过程的混合度。
此外，实验中还利用DSOP和TR技术测量燃料区域的温度分布，确
定了空气与燃料混合过程中，空气和燃料热传递和湍流变质物理过程。
本实验研究表明，在超声速流场中，横向燃料射流混合过程涉及空气和燃料之间的湍
流混合、热传递和变质等物理过程，条件影响参数和流程特性等。
本研究为深入了解燃料
射流混合过程的定量认识提供了基本实验数据。
两相流超音速流动、激波及其应用研究
u ,速度 ; A ,流道截面积 。以上方程结合流道尺寸 、相
变换热方程 ,可以求解沿流道速度 、压力和马赫数分
布。
作者分别对缩放流道和渐缩 - 等截面流道内 的饱和蒸汽与过冷水的两相流动进行了计算 。计算
表明 ,在缩放流道和渐缩 - 等截面流道中可能实现 跨音速流动 ,但是马赫数不高 , 流道尺寸 、流体参数 和相间热交换情况对能否实现从亚音速向超音速的
(1 - α) u2 ] b = pb - pα
(6)
能量守恒方程 :
[ρvαu ( hv +
u2 ) 2
+ ρl (1 -
α) u ( hl
+
u2) 2
]b=[ρvαu ( hv+u2 ) 2
+ ρl (1 -
α) u ( hl
+
u2 ) 2
]α
(7)
式中 ,下标 b , a 分别代表激波前后的参数 ,v ,l 分别
作者利用所建数学模型对两相流动和激波进行 了计算〔3〕,并与 Cattadori〔4〕的实验结果进行了比较 , 如图 9 和图 10 所示 。从图 9 可知 ,计算值与实验值吻 合较好 。图 10 为相应的速度 u 和马赫数 M 分布计算 结果 。
图 10 混合段的速度和马赫数分布
6 结论
(1) 两相流体的音速受可压缩性影响而呈现出 与单相流不同的特点 ,其值大大低于单相流体音速 值 。同时不可逆因素对音速的影响随频率的增加而 增加 ,在高频时需考虑导热 、粘性和相变对音速的影 响 ,在低频时应主要考虑相变对音速的影响 ;
·333 ·
图 3 缩放流道内的跨音速流动
图 2 与 Semeuoy 实验值的比较
一种超声速气体冲击射流噪声的屏蔽抑制方法
Md 1Π2 Mj
(2)
Lo + Lp ≤0125 ×1116 ×( M2j - 1) 1Π2 ·d
(3)
Mj =
2 γ-
1
1Π2
.
( P0ΠPa ) γ- (1Πγ) - 1 1Π2
图 3 收缩喷嘴欠膨胀射 流出口示意图
Fig. 3 Sketch of the under2 expanded jet from convergent nozzle
法 ,但是目前这方面的研究鲜见.
出于通过屏蔽反馈声波对喷嘴唇口的激发从而抑制反馈环的考虑 ,可以设想在喷嘴头部
套一个屏蔽罩 ,对喷嘴的唇口进行保护 ,避免反馈声波对喷嘴唇口的激发 ,从而达到破坏反馈
环的目的. 同时使屏蔽罩不与射流流动结构相接触 ,避免由于屏蔽罩和射流结构的相互作用而
对射流的流动产生影响和产生新的噪声. 这就是本文屏蔽罩设计的基本思想.
(4)
式中 Mj 是射流的等熵马赫数 , Md 是喷嘴的设计马赫数 ,对于
收缩喷嘴其值为 1. 显然 , dp 和 Lo + L 都是喷嘴压比 Rp = P0Π
Pa 的函数 ,由式 (1) —式 (4) 可有 :
dp d
≥2
×
2 R γ- (1Πγ) p γ+ 1
γ+1Π4 (γ- 1)
2 γ-
1 ( Rpγ- (1Πγ)
-
1)
- 1Π4
-1
(5)
Lo + Lp d
≤0129
×
2 γ-
1 ( Rpγ- (1Πγ)
- 1)
-1
1Π2
(6)
给出其随压比变化的关系如图 4.
3 降噪效果
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水流冲击超声速气体射流实验研究
引言
水流冲击超声速气体射流实验是研究流体力学和超音速流动的重要实验方法，可以深入探究流体流动中的物理规律和现象。
本文将对水流冲击超声速气体射流实验进行全面、详细、完整和深入地探讨。
背景
水流冲击超声速气体射流实验是通过将超音速气体射流注入水流中，观察并研究其对水流的冲击效应以及相应的物理现象。
该实验可用于研究超声速流动的条件、流动模式和射流辐散等特性。
实验方法
1.实验装置和材料
–实验装置包括水槽、超声波发生器、压缩空气源、流速测量仪器等。
–材料包括水和气体（如氮气或氧气）。
2.实验步骤
1.在水槽中注入适量的水，并保持水流处于稳定状态。
2.启动超声波发生器，产生适当频率的超声波。
3.将超声波传入水槽中，形成超声波场。
4.启动压缩空气源，将超声速气体射流注入水流中。
5.观察并记录射流冲击水流的效果。
实验结果分析
1.射流冲击效应分析
–射流冲击水流后，水流发生明显波动，产生激波和压力变化。
–冲击效应与超声波的频率、射流速度和水流速度等因素有关。
2.射流辐散特性分析
–射流在冲击水流后会发生辐散。
–辐散过程中，射流的速度、密度和温度等参数发生变化。
3.超声波场与射流相互作用分析
–超声波场对射流的辐散和压力分布具有重要影响。
–射流对超声波场的传播速度和传播模式也起到一定影响。
4.实验参数优化
–通过调节超声波频率、射流速度和水流速度等参数，可优化实验效果。
–针对不同的研究目的，制定相应的参数优化策略。
实验应用
1.流体力学研究
–通过水流冲击超声速气体射流实验，可以深入研究流体力学中的压力变化、激波传播和流动模式等现象。
–可应用于飞行器气动性能研究、火箭发动机喷管设计等领域。
2.超音速流动研究
–通过射流冲击水流的实验方法，可以更好地理解超音速流动中的各种现象和规律。
–可用于超音速飞行器设计、空气动力学研究等方面。
结论
水流冲击超声速气体射流实验是一种重要的研究流体流动和超音速流动的实验方法。
通过该实验，可以深入探究冲击效应、辐散特性、超声波场与射流相互作用等方面的现象和规律。
此外，该实验方法还具有广泛的应用前景，在流体力学和超音速流动研究领域具有重要意义。