不同折叠形式的柱状气囊展开过程数值模拟

柱状气囊的折叠与充气展开过程复杂,采用实验手段研究其展开过程存在诸多不便。针对柱状气囊提出两种不同的折叠方式并分别建立相对应的数值分析模型,利用非线性动力学软件 LS-DYNA 研究柱状气囊折叠后充气展开的动态应用特性,对影响气囊展开过程中蒙皮应力、体积和内压曲线变化的因素进行分析,分别讨论不同折叠方式和外界环境参数对柱状气囊动态特性的影响。结果表明：两种折叠方式在收纳空间与材料强度上各有优势;此外,环境参数中的外界压强对气囊展开后的稳定状态有较大影响,而温度对气囊展开的影响相对不明显。     

组合型气囊参数对缓冲特性的影响分析

为分析用于大载重回收任务的组合型气囊的参数对缓冲特性的影响,利用动力学方程和气体热力学基本方程建立了组合型气囊缓冲过程的动力学模型。以某大载重回收系统为算例,模拟气囊缓冲过程,研究了排气口尺寸、排气口开启时机、气囊初始充气压力和内囊高度对缓冲特性的影响。最后,针对排气口直径、主气囊初始充气压力和排气口开启时机3个参数提出改进方案,通过改进前后两组方案缓冲特性曲线对比验证所提出方案的有效性。研究结果可以为大载重回收用组合型气囊初期的参数设计及缓冲试验提供指导,从而减少试验次数、缩短开发周期。     

阻力伞及气囊气动特性风洞试验技术研究

对阻力伞、气囊等柔性减速器进行了风洞试验研究。采用高速摄像清晰地记录了阻力伞在M=1．0条件下的开伞过程、气囊在M=6．0条件下充气过程的外形变化，准确地测得了气囊在M=6．0条件下充气过程的阻力时间历程，且气囊充气过程外形变化的时间历程与阻力时间历程相符。此外，对阻力伞高速风洞试验的堵塞度影响进行了研究。结果表明，通过研究，为柔性减速器的气动特性测试建立了新的试验技术。     

热固性芳纶织物/环氧树脂支撑管动态特性分析

利用热固性树脂基体在玻璃态转变温度（T_g）前后表现不同的材料特性，制备了Kevlar29芳纶织物/E51环氧树脂基复合材料和三根充气展开支撑管。给出了芳纶织物增强环氧树脂支撑管制备工艺，其中基体温度采用电阻丝加热控制，管体固化形状采用聚酰亚胺薄膜内胆充气加压方法控制。研究了支撑的折叠和展开特性，当T>T_g时卷曲折叠并冷却定型用于储存，然后采用二次加热T>T_g和充气加压方法控制展开，最终支撑管形状回复率100%。采用模态分析讨论了温度、树脂含量、织物铺层厚度和充气内压等参数对悬臂状态下支撑管的固有频率影响规律。结果表明：随充气压力增加、树脂含量提高、织物铺层厚度增加、基体温度降低，芳纶织物增强环氧树脂支撑管的固有频率增大。采用曲线拟合方法获得固有频率随充气压力和温度的变化规律，结果可为充气展开支撑管设计提供参考。     

Z型翼变体飞机的纵向多体动力学特性

机翼变形时,变体飞机的翼面积、惯性特性、全机焦点和重心位置等均会发生较大的变化,从而引起飞机的动态特性也随之改变。为此对机翼变形过程中的Z型翼变体飞机进行了纵向多体动力学建模仿真;推导了变形过程中变体飞机的六自由度非线性动力学方程,并通过简化得到了解耦后的纵向动力学方程。机翼折叠动态过程的气动特性数值模拟结果表明,不同折叠角速度下飞机的气动力相差不大。在机翼折叠角速度较小且忽略非定常气动效应的情况下,采用气动力准定常假设对变形过程中不同机翼折叠角速度下变体飞机的纵向响应进行了数值仿真,并研究了重心位置移动和气动特性变化对飞机变形过程动态特性的影响规律。结果表明,折叠过程中气动特性的变化是影响飞机动态特性的主要因素,机翼折叠后飞机的速度和迎角增加,且飞行高度下降较大。     

内压作用下的航空轮胎爆破碎片动力响应

航空轮胎爆破时受内压释放的影响,爆破碎片的速度会有明显增加,而非与适航标准规定的与轮胎降落时的胎速相同。利用Fluent中用户自定义函数编写动力响应程序,采用动网格和用户自定义函数相结合的方法,展开内压释放作用下的轮胎爆破碎片速度动力响应特性的数值模拟研究。假设轮胎爆破失效是存在先前缺陷造成的,将碎片受冲击后的动态过程分解为内压释放冲击加速阶段和以一定初速度在空气阻力下减速运动两个阶段,提出仅考虑碎片两侧实时压力差作为动力源的简化物理爆破模型,来分析碎片的速度受内压作用的响应和整个流场压力以及速度变化情况,弥补了数学模型未考虑内外压平衡过程的不足,为预测轮胎爆破后碎片获得能量和爆破气流能量等提供数值参考,以便提出相应的安全防范措施。     

二元收-扩喷管与球形收敛调节片喷管的性能对比研究

为了对比二元收-扩喷管(2DCD)与球形收敛调节片喷管(SCFN)的性能,基于CFD数值计算软件对2种喷管在相同工作点下进行了内外流场计算与分析。数值模拟结果表明:在相同高度及飞行马赫数条件下,SCFN的流量系数相较于2DCD呈现出较大不同,推力系数则略差于2DCD;在低落压比条件下,2种喷管内流对后体阻力特性影响不大;在高落压比条件下,2种喷管内流对后体阻力特性影响较大。     

变形飞机动态气动特性数值模拟研究

根据近年来国内外提出的折叠翼变形飞机方案,设计了一种折叠翼变形飞机的3D数模,利用作者发展的动态混合网格技术和非定常计算方法,对该折叠翼变形飞机机翼折叠和展开过程中的动态气动特性进行了数值模拟,并与准定常计算结果进行了对比分析.计算结果表明:机翼在展开/折叠的过程中,飞机的气动特性会发生剧烈变化,在变形飞行控制率设计时需要引起高度的重视.     

充气囊体力学性能试验研究

针对充气囊体在较高气压下具有显著的非线性大变形特征、且囊体为柔性结构变形测量困难的问题,采用非接触式全场应变摄影测量系统,测试了充气囊体在不同充气压力作用下的变形特性,得到了充气囊体表面不同区域薄膜应力随囊体尺寸、充气压力变化规律,验证了充气囊体在载人条件下的承压安全性,并得到了不同尺寸充气囊体的压力容限。     

共性半环翼跨介质航行器变体气动特性研究

基于一种特殊的双层半环形闭合翼构型,利用流体仿真软件对该构型跨越水空介质后变体过程中的不同状态进行了仿真,并对其非定常气动特性进行了分析;比较了特定条件下非定常状态和定常状态的气动参数随折叠角的变化曲线,得到了机翼展开和回收至不同角度的压力和速度分布云图以及对应位置的压力分布曲线;研究了不同变体速率对机翼变体的非定常气动特性的影响,并提出了附加动力学影响、流场迟滞影响等物理效应来解释该构型的非定常气动特性的形成原理。仿真结果表明,机翼回收过程的气动参数大于定常状态,展开过程气动参数小于定常状态,变体速率越大,非定常效应越明显,产生这种差异的原因是来自于流场迟滞的影响。     

球形容器小口泄爆压力变化特性

以甲烷-空气预混气体为实验介质,研究了22L球形容器在小口有约束和无约束泄爆条件下,不同无量纲泄压比时的泄爆压力变化特性。研究发现：有约束泄爆时,当破膜压力保持不变,随着无量纲泄压比的减小,球形容器的最大泄爆压力和最大泄爆压力上升速率均增加;无量纲泄压比大于一定值时为平衡泄爆,否则为非平衡泄爆;有约束泄爆时,当无量纲泄压比大于0.009而小于0.025时,泄爆有着明显的效果,泄压是完全有效的;当无量纲泄压比大于0.00169而小于0.00900时,最大泄爆压力与密闭爆炸压力接近,泄爆效果较差;当无量纲泄压比小于0.00169时,最大泄爆压力略大于密闭状态下的爆炸压力;无约束泄爆时,不同无量纲泄压比的最大泄爆压力均低于密闭状态下的爆炸压力。实验结果为工业生产中球形容器的泄爆安全设计提供科学依据。     

移动唇口变收缩比侧压式进气道反压特性和自起动性能

在来流马赫数为3.85条件下,开展了移动唇口可变收缩比侧压式进气道反压特性和自起动性能风洞实验.研究了不同内收缩比条件下,侧压式进气道抗反压性能和起动性能.实验结果表明:在正常工作条件下,侧压式进气道内收缩比大小影响其抗反压能力,内收缩比1.19的侧压式进气道能抗23.42倍反压,内收缩比1.24的侧压式进气道能抗26.44倍反压,内收缩比较大的进气道抗反压能力强;不能自起动的侧压式进气道,通过移动唇口减小其内收缩比,可以顺利实现自起动.      

飞机快卸锁锁紧螺母重复使用特性

用于固定飞机表面快卸口盖的锁紧螺母在重复使用过程中容易发生松弛,使其拧出力矩减小,锁紧功能失效。首先从材料应变硬化、低周疲劳、接触面摩擦系数等方面对锁紧螺母最大拧出力矩的变化规律进行了定性分析。材料确定后,收口值的大小成为影响锁紧螺母重复使用特性的主要因素。试验研究中选定了3种不同收口值的锁紧螺母进行拧入拧出的重复使用试验,测量它们的最大拧出力矩。试验结果表明,随着重复使用次数的增加,螺母最大拧出力矩最初有一定波动,经历一段（N<200）恢复上升后,在重复使用次数200相似文献   

Study of parachute inflation process using fluid–structure interaction method

A direct numerical modeling method for parachute is proposed firstly, and a model for the star-shaped folded parachute with detailed structures is established. The simplified arbitrary Lagrangian–Eulerian fluid–structure interaction(SALE/FSI) method is used to simulate the inflation process of a folded parachute, and the flow field calculation is mainly based on operator splitting technique. By using this method, the dynamic variations of related parameters such as flow field and structure are obtained, and the load jump appearing at the end of initial inflation stage is captured. Numerical results including opening load, drag characteristics, swinging angle, etc. are well consistent with wind tunnel tests. In addition, this coupled method can get more space–time detailed information such as geometry shape, structure, motion, and flow field. Compared with previous inflation time method, this method is a completely theoretical analysis approach without relying on empirical coefficients, which can provide a reference for material selection, performance optimization during parachute design.     

不同压比下冷却剂流量对塞锥再生冷却换热的影响

为了解塞式喷管发动机高低空不同的再生冷却换热特性,分别对二维型面内喷管和塞锥建立计算模型,采用数值模拟的方法,得出内喷管的冷却换热结果和出口参数,重点研究了塞锥在地面和设计点工作时的不同换热特性及其冷却剂流量的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:地面工况下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度和温度的影响较大,高空环境下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度的影响较小;在冷却剂流量相同的情况下,塞锥和塞锥底部在地面工况下的壁面温度要远高于在高空环境下的温度;在相同工况和相同冷却剂流量的情况下,塞锥壁面上的温度要远高于塞锥底部壁面上的温度.     

液体推进燃料着火特性影响因子与活化能分析

采用反射激波管实验台,对液体推进燃料RP-3着火特性进行了实验研究,并分析了燃料的表观活化能。采用了最大OH-光谱斜率倒推法确定着火终点,判定得到了液体推进燃料的着火特性,并对不同燃料体积分数下的着火延迟进行了归一化处理。结果表明:推进燃料的表观活化能差异不大,约为154～171kJ/mol;对各参数影响因子进行分析,着火延迟时间与当量比成正比关系,与燃料体积分数和混合气压力成反比关系;与JP-10比较发现,着火特性数据受燃料体积分数、当量比的影响因子几乎相等。      

多级刷式密封级间压降分配影响因素数值与实验研究

多级刷式密封级间压降分配直接影响刷式密封的封严特性和使用寿命,现有多级刷式密封结构存在各级压降不均衡导致密封提前失效的问题。本文建立多级刷式密封三维实体流固耦合求解模型,设计搭建多级刷式密封实验装置,在数值计算与实验测试结果相互验证的基础上,研究了工况参数与结构参数对多级刷式密封级间压降分配的影响规律,揭示了多级刷式密封级间压降不均衡性的产生机理。研究结果表明：在本文研究工况下,相同结构的两级刷式密封各级压降占比分别为32%~35%和65%~68%,三级刷式密封各级压降占比分别为21%~27%、27%~32%、41%~52%,多级刷式密封各级承担压降逐级增大,进出口压比对级间压降分配影响不大;增大刷丝束与转子表面间径向间隙、刷丝之间间隙以及后挡板高度均可改善各级压降分配,同时也会增加泄漏量;影响多级刷式密封级间压降均衡性的主要原因是逐级不均匀增大的体积流量,各级压降随体积流量逐级不均匀的增加而增大;增大下游级流道截面积可有效降低体积流量,平衡多级刷式密封各级压降。本文研究结果为多级刷式密封结构设计提供了理论依据。