可压缩性修正湍流模型的高超声速飞行器流场模拟研究

采用经可压缩修正后的标准k-ε湍流模型对一类高超声速飞行器模型的气动特性进行了研究。计算中主要考虑了马赫数和飞行攻角的影响。计算结果表明,通过可压缩性修正,标准k-ε湍流模型能准确捕捉激波结构和复杂的压力变化规律;在激波系和预压缩面间构成的流动域内形成了高压均匀流动,实现了飞行器设计目标;在激波结构和激波发展趋势方面,计算结果和实验数据符合得很好,而两者在前体预压缩面上的压比值方面略有差异;经可压缩性修正后湍流模型的计算结果要明显优于原始湍流模型,可作为高超声速气动计算的有效方法。     

激波风洞边界层强制转捩试验研究

针对升力体模型设计了涡流发生器,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)Φ2 m激波风洞上开展风洞试验,研究了高超声速边界层强制转捩问题。试验来流名义马赫数分别为10、12,单位雷诺数分别为2.4×10~/m、2.1×10~6/m,模型攻角10°。试验中应用铂薄膜热流传感器技术和温敏热图(TSP)技术测量了模型表面热流,证明涡流发生器实现了模型边界层强制转捩,使Φ2 m激波风洞拥有了模拟高马赫数低雷诺数湍流边界层的能力。试验结果表明,不同形状不同高度涡流发生器对边界层完全转捩成湍流后的热流影响不明显,由此可提出一种新的激波风洞试验方法,即利用涡流发生器开展相同来流条件下不同边界层流态对模型表面热流等边界层参数分布影响的试验研究。     

SST二方程湍流模型在高超声速绕流中的可压缩修正

为模拟高速可压缩湍流问题,对剪应力输运（SST）湍流模型进行了可压缩修正。数值格式采用改进的总变差减小（TVD）格式,并对湍流模型的负值强制项进行了隠式处理。在此基础上计算了绕平板以及基本无分离和具有分离流动结构的压缩拐角的高超声速流动。计算结果和实验数据及半经验公式的对比表明：SST湍流模型的可压缩影响项为密度加权脉动速度的平均与压力梯度的标量乘积。经可压缩修正后的SST湍流模型与原模型及其它可压缩修正模型相比,所计算的壁面压力、摩擦阻力和壁面热流分布具有更高的精度。     

超燃冲压发动机燃烧室内对流与辐射加热基于OpenFOAM的数值模拟

为了考察对流和辐射传热对燃烧和流场以及壁面热流密度的影响,基于OpenFOAM平台,采用基于k-ω湍流模型的剪切应力输运(SST)模型,结合二维P1模型、随机欧拉解(SEF)法及k-distribution谱带模型计算燃烧室内燃烧、流动、燃气辐射和壁面对流及辐射热流密度。计算分为燃烧/流动与辐射解耦和耦合两种情况,前者的壁面辐射热流与文献解耦计算结果吻合较好,在此基础上考察耦合时热辐射对燃烧和流场参数及壁面热流的影响。结果表明:解耦条件下壁面最大辐射热流密度达55 W/cm~2,辐射与对流热流密度之比达40%以上,但位置与最大辐射热流位置不一定相同,燃气最高温度与不考虑辐射时相比降低120K左右;在耦合计算中,燃气最高温降低近200K,燃气高温区面积增大而平均温度降幅较小。     

MEMS-SPMT喷管内的粘性和热损失研究

微喷管内流体对壁面的粘性力和热传导可显著影响火箭发动机性能。通过出口亚声速层面积与出口面积比、推力和比冲损失等参数,评估了S-A和低Re数k-ε湍流模型、壁面初始温度和喷管构型因素对微喷管内粘性和热损失效应的影响。结果表明,两种湍流模型在计算粘性边界层上有一定的差异,粘性力造成推力损失22%;换热既减小粘性边界层尺寸,降低粘性作用,也降低微喷管比冲;升高微喷管壁面初始温度,能降低热量损失,增大其尺寸能减小粘性损失,二者均能提高比冲。     

高超声速小钝锥边界层非对称转捩研究

在脉动能-比耗散率(ｋ-ω)两方程体系上引入边界层转捩的模型化处理方法,构建高超音速边界层流动的转捩湍流模式。基于新的转捩湍流预测手段研究发现,圆锥小攻角下转捩特性呈现非对称分布———迎风面后移而背风面前移,非对称转捩对于高超音速飞行器的表面热流特性及气动力特性影响显著。     

Study on viscous and heat loss in nozzle of MEMS-SPMT

微喷管内流体对壁面的粘性力和热传导可显著影响火箭发动机性能.通过出口亚声速层面积与出口面积比、推力和比冲损失等参数,评估了S-A和低Re数k-ε湍流模型、壁面初始温度和喷管构型因素对微喷管内粘性和热损失效应的影响.结果表明,两种湍流模型在计算粘性边界层上有一定的差异,粘性力造成推力损失22％;换热既减小粘性边界层尺寸,降低粘性作用,也降低微喷管比冲;升高微喷管壁面初始温度,能降低热量损失,增大其尺寸能减小粘性损失,二者均能提高比冲.     

场协同原理在高超声速化学非平衡流动中的推广

应用理论分析与数值模拟方法，将对流传热的场协同原理从不可压缩流动推广至高超声速化学非平衡流动中。结果表明，高超声速化学非平衡层流与湍流的热流密度取决于流动的当地单位体积的动量与单位质量总焓梯度的协同。用当地单位体积的动量与单位质量总焓梯度的协同研究高超声速化学非平衡流动的壁面传热问题，对层流流动下的对流传热，不但计及了高超声速化学非平衡流的密度变化对热流密度的影响，而且包括了静焓梯度、压力梯度、边界层内的分子黏性剪切效应对热流密度的作用；对湍流问题，除了上述层流流动各项对热流密度的影响外，还计及了雷诺剪切应力对热流密度的作用。考虑到高超声速化学非平衡流静焓的定义，高超声速化学非平衡层流及湍流的场协同同时计及所有组分的平动能、转动能、振动能及电子能等梯度的贡献。     

发动机喷管内流场对流换热系数影响因素的数值分析

基于Roe-FDS格式,采用标准κ-e湍流模型对某液氧煤油发动机喷管内部燃气流对喷管内壁的对流传热换热系数进行了数值仿真与研究,分析了网格雷诺数以及恒温壁壁温对喷管内壁对流换热系数的影响.当近壁面网格第一层法向高度为10-3 mm数量级时,仿真结果与工程估算公式的计算结果相吻合.同时,在一定范围内,对流换热系数随来流速...     

Menter转捩模型在高超声速流动模拟中的改进及验证

通过压力梯度参数和湍流普朗特数的修正,对Menter等构造的低速经验关系式转捩模型进行了改进,将基于局部信息的Menter转捩模型用于高超声速流动转捩数值模拟。在多个高超声速尖锥转捩流动模拟中,对改进后模型的可靠性进行了检验,算例考核了不同壁面温度、来流湍流度、流向压力梯度等多种流动条件。结果表明,数值计算和风洞试验的壁面温度、温度恢复因子和热流等符合得较好,修正后模型较好地模拟了转捩起始位置和转捩区长度,在高超声速边界层转捩预测中具有一定潜力。     

空间交会对接光学敏感器测量的实验研究

光学敏感器通常用作空间交会对接最后阶段的测量敏感器。本文研究了光学成像敏感器的测量方法，并在此基础上进行了物理仿真实验。实验结果表明，当距离为１ｍ左右对直径４０ｃｍ的目标模拟器进行测量时．位置测量精度优于１ｍｍ，姿态测量精度优于０．４°。     

浅谈档案室的管理

如何加强档案规范化管理,充分发挥档案在实际工作中的作用,本文从档案的收集、整理、保管、利用和人员的素质五个方面来进行阐述。从而提高人们对档案室管理工作的认识,以确保档案室管理工作的进一步提高。     

一种多标校源的高轨伴星时差频差定位算法

针对高轨伴星时差频差无源定位系统中卫星位置、速度、时差和频差等参数的测量系统误差严重影响定位精度的问题,提出了一种基于四个或四个以上已知位置的地面标校源的高斯-牛顿定位算法。该算法首先利用差分法消除星间时差、频差测量的系统误差,再利用标校源的时差频差测量方程组估计出主星和伴星的相对位置和相对速度误差,最后结合时差、频差、地球球面以确定非合作辐射源位置。理论和数字仿真均表明在时差和频差测量的随机误差较小时,本文算法的均方根误差（MSE）接近克拉美-罗下限(CRLB)。
     

HMX含量对HTPB复合固体推进剂微波衰减的影响

研究了HMX含量对HTPB复合固体推进剂微波衰减的影响。实验结果表明:含HMX的HTPB复合固体推进剂的微波衰减随HMX含量的增加而增加,HMX含量由5%增加到50%时,HTPB复合固体推进剂的微波衰减增加了约1倍。     

氦气渗透对高空长航时浮空器驻空能力影响

氦气渗透率是浮空器蒙皮材料的重要设计指标之一,直接影响浮空器的运行时间和成本,决定高空浮空器能否实现长航时工作。以正球型浮空器为例,根据蒙皮材料薄壳受力特点得出浮空器体积与压差关系,建立了运动学模型和基于微孔损伤的氦气渗透模型,针对不同设计高度的正球型浮空器,结合浮空器内部氦气全天温度变化情况,分析了蒙皮材料渗透率对浮空器驻留高度、驻留时间等关键性能的影响,总结了渗透率、设计高度以及热力学特性之间的关系。
     

基于CFD的涡轮泵转子密封流体激振研究进展

介绍了密封流体激振对转子稳定性的影响，重点论述了利用计算流体力学(CFD)方法进行密封流体激振研究的理论和试验测量方法，对当前研究中存在的难点、重点问题结合国内外发展情况进行了探讨，提出需要发展通用性更好的非稳态数值方法，并利用流体激振的特性来设计密封结构，改善转子动力特性。     

基于多反馈延迟技术的雷达杂波模拟器实现

提出采用多反馈延迟的改进卷积处理技术实现雷达杂波模拟,克服了单反馈延迟输出杂波数据周期重复的缺点,使杂波数据在整个I周期内不重复,带来的好处是杂波逼真度高.采用大容量动态存储技术实现数据存储电路的设计,优点是方便快捷地为卷积器提供数据.     

基于粘附功的复合推进剂AP/基体界面损伤宏细观仿真

为研究复合推进剂AP/基体界面脱湿机理,建立了基于粘聚力界面模型的双尺度有限元损伤分析平台.为确定界面模型的输入参数,采用点滴法和Washburm毛细管上升法,分别测得基体与AP颗粒的接触角,再经Young's方程计算得到界面的粘附功.通过对不同体积分数下简化配方推进剂试件的拉伸试验结果与计算结果的对比显示,两者具有较...     

滚转偏转头导弹动态特性分析

基于复角模型,研究了弹头偏转对于偏转头导弹飞行稳定性和操纵性的影响。依据偏转头导弹的多体特点,建立了包含弹头和弹体动力学特征的滚转偏转头导弹多体动力学模型,通过模型简化,得出了其复角模型。以弹头偏角作为输入,攻角和侧滑角作为输出,得出了滚转偏转头导弹的传递函数。分析传递函数发现,弹头偏转主要影响了导弹传递函数的零点,文中给出了满足系统最小相位的条件公式;当弹体绕纵轴逆时针旋转时（由弹尾向前看）,导弹模型总为最小相位系统;定性分析了气动参数对于导弹运动稳定性的影响,得出弹头偏转运动对于飞行稳定性没有直接影响的结论;动力学仿真表明,弹头与弹体相互作用,导致两者产生相反的角运动。本研究表明,通过合理的选择气动和结构参数,并使导弹飞行过程中绕纵轴逆时针旋转,可以保证偏转头滚转导弹飞行过程中的运动稳定性,并有利于自动驾驶仪的设计。     

Z1Cr18Ni9Ti不锈钢法兰的铸造工艺研究

本文介绍了一种Z1Cr18Ni9Ti零件的制造方法，即用铸造方法。这种方法可以节省材料，提高效率，降低成本，并在此基础上探讨了有效的熔炼和铸造工艺。