摘要：双面导流器将车载垂直发射导弹在发射过程中产生的燃气射流大部分排导到发射车尾部或两侧,但仍有部分高温燃气流冲击到发射车底盘处,对发射车轮胎及车底安装的线缆等设备造成严重的烧蚀。为实现热防护,本文提出对尾焰流场喷水降温措施,通过在发射车底盘安装喷水管,利用液态水的汽化吸热原理对燃气流降温,同时利用喷水射流的冲击作用使燃气流冲击距离减小,实现对发射车轮胎及发射装备的保护,计算结果表明降温效果明显。同时,为研究喷水流速与降温效果之间的关系,利用耦合Mixture多相流模型与组分输运模型建立液态水汽化模型,对不同喷水流速下降温过程进行数值计算,得出喷水流速与降温效果之间的变化规律以及最优化设计指标,为发射车降温装置设计提供参考。

摘要：本文对燃气轮机的简单循环、开环和半闭环系统,分别以空气和CO_2作为工质、纯氧为氧化物、天然气为燃料时的热力循环过程,在喷水及不喷水条件下,利用自行设计的分析软件进行了较为系统的数值分析和性能评估,详尽分析了喷水量对使用空气或CO_2作为工质的半闭环燃气轮机循环的影响,揭示了适量喷水有助于提高循环效率和输出功率的客观规律,为研制CO_2零排放的高效燃气轮机装置奠定了坚实的理论基础。

摘要：针对大空间内孤岛火灾安全集中讨论的焦点问题,通过全尺寸实验的方法研究了喷水排烟作用下大空间内孤岛火灾行为及烟气运动过程.分别设置不同火源功率、有无排烟喷水、不同排烟量、不同喷头类型及工作压力等条件而开展了全尺寸的对比性实验,并理论分析了排烟和喷水存在情况下的室内火灾动力学平衡的变化.结果表明:无排烟喷水时孤岛火灾增长迅速,在1.3 MW时可达到轰燃温度;不同喷头类型时孤岛内火灾行为特征及灭火规律表现不同;高速水雾喷头喷射会扩展羽流区半径及加强烟气分界面热分层失稳;喷头类型是灭火关键因素,增加喷头工作压力和排烟量可以降低室内温度,但效果不明显;规范设计孤岛排烟量(20 ACH)和喷水条件(标准喷头、0.05 MPa)存在一定的不足.全尺寸实验验证了排烟喷水作用可以有效地控制孤岛火灾对大空间影响.

摘要：喷水螺杆工艺气体压缩机的振动是影响其长期可靠运行的关键指标,振动幅度的要求也日趋严苛。针对喷水螺杆工艺气体压缩机振动进行了研究,基于正交设计实验测量分析了压缩机运行参数如运行转速、排气压力、喷水量和轴承供油量对振动的影响。分析结果表明,随着运行转速和排气压力的升高,压缩机转子轴系不平衡力增加,气流脉动幅值增大,压缩机振动也不断增大;随着喷水量的增加,压缩机振动先减小后趋于平稳,存在实现最小振动的最佳喷水量;随着轴承供油量的增加,压缩机振动缓慢增加。运行转速和排气压力是影响压缩机振动的关键因素,而喷水量和轴承供油量对振动的影响效果最小,为压缩机振动优化控制指明了方向。

摘要：针对烟梗来料水分偏低,无法满足来料切梗水分标准要求,造成切后烟梗梗丝厚薄不均现象,进行烟梗雾化喷水模拟试验,计算喷水量,选择喷水位置,进而设计了一种烟梗来料雾化喷水装置。介绍了这一烟梗来料雾化喷水装置的原理与结构,给出了相关参数,并进行了远程控制设计。采用这一烟梗来料雾化喷水装置,可以使切梗前烟梗来料的水分达到标准要求,有效解决了烟梗梗丝厚薄不均的问题。

摘要：采用计算流体动力学(CFD)技术,对某型运载火箭动力系统试验时导流槽的热环境进行了分析。计算采用氢氧(H-O)单步燃烧反应模型,标准k-ε湍流模型获得燃烧流场,并采用离散相模型(DPM)模拟了试验台的喷水降噪系统和导流槽底部喷水冷却系统。随后,用经过校验的模型对某型号发动机试验台导流槽的设计参数进行了对比研究。结果表明:试验台的喷水降噪系统及导流槽底部的喷水冷却系统均对导流槽底部有冷却效果,两者同时工作时对导流槽底部的冷却有叠加增强效果;导流槽深度加大时或者喷水量加大时会对底部热环境的改善同样有增强作用。

摘要：针对高温风洞中扩压器前段壁面防热问题,提出对高温气流外缘喷水降温的方法。通过在收集器入口与喷管出口间安装喷水环,利用液态水汽化吸热对高温气流进行降温,使扩压器壁面形成低温保护层。为了解该方法降温效果,本文利用DPM、组分输运等模型的耦合建立了超声速两相流CFD模型,对向超声速热气流喷水进行降温的过程进行了数值计算,计算结果表明,扩压器启动后有显著的降温保护效果。同时,为探索风洞排气背压和喷水量对风洞流场和壁面降温效果的影响,通过计算得出了变排气背压、变喷水量与降温效果之间的关系,为高温风洞收集口喷水降温装置的优化设计提供了参考。

摘要：本文对自动喷水系统的设计进行了一些探讨,力求满足规范的要求,保证系统的安全可靠性。

摘要：预作用喷水灭火系统的充水时间是规范中的一个重要指标 ,也是设计的关键所在。因此 ,在设计中采用了一些必要而有效的技术措施 ,以确保充水时间满足规范要求。

摘要：火箭噪声将对运载火箭的载荷、结构、地面设施产生极为不利的影响,针对火箭发射时所产生的强噪声问题,通过分析火箭射流噪声的气动特性,利用喷水试验和有限体积计算方法获得喷水对射流噪声的降噪量,得到了喷水质量流率对有效燃气参数的影响规律,为发射台的设计提供了技术依据。