高超声速三维化学非平衡流动的数值模拟

高温非平衡化学反应对高超声速再入飞行器绕流流场的气动热特性有较大影响.通过采用有限体积NND(Non-oscillatory, containing No free parameters and Dissipative scheme)格式求解三维N-S方程,分别计算了小攻角条件下球锥的完全气体粘性流场和化学反应非平衡气体流场.比较并分析了化学非平衡作用对三维高超声速钝头体绕流流场的影响.所得结果与国外文献结果符合的较好,证明了计算方法与程序的有效性和实用性.      

航空发动机高温升燃烧室贫油熄火及冒烟性能研究

高温升燃烧室头部燃烧组织方案设计,以改善高温升燃烧室的贫油熄火边界及冒烟性能。该方案的特点是采用了三旋流器以及双油路复合式喷嘴,设计的主燃区油气分布相当均匀,而回流区内的油气分布是局部富油的。以常规双旋流器+双油路压力雾化喷嘴(旋流杯)燃烧室作为一个基准方案,在相同的进口实验条件下与本研究方案进行了贫油熄火和出口冒烟性能的比较。实验表明,本研究方案与常规的双旋流杯设计方案相比燃烧稳定性好及出口冒烟改善。      

三维控制翼周围粘性分离流动的数值模拟

本文首先分析了中心型隐式格式和迎风型隐式格式的优缺点,在此基础上发展了一种自由参数可确定的反扩散隐式格式。用此格式计算了绕三维控制翼的层流和湍流分离流动。出发方程是三维简化N-S方程,用Baldwin-Lomax湍流模型。结果表明,这种隐式格式效率高,能满意地刻划流场。     

准稳定三波结构的研究

对超声速流中准稳定三波结构进行了研究，该结构中主激波以一定的速度D沿超声速流运动，它不但引起相应的反射激波运动而且会使激波后气流中的一系列气动力参数发生变化，包括总压、总焓和熵等。本研究给出了这些量与入射激波强度之间的关系。在一定的速度D的情况下，给出了三波结构的力学相容性条件是可以被破坏的。     

叶顶间隙对离心叶轮内部流动及气动性能的影响

通过求解 N- S方程 ,数值研究了叶顶间隙对 NASA低速大尺度离心压缩机 (L SCC)三维粘性流场及气动性能的影响 ,在计算程序中采用了当地时间步长、多重网格以及隐式参差光顺来进行加速。对具有 0 .0 % ,5 0 % ,10 0 % ,2 0 0 %倍设计间隙的 4种离心叶轮的流场及气动性能进行了数值预测。研究结果表明 (1) NASA低速大尺度离心压缩机 (L SCC)半开式叶轮的低速尾迹区在压力面与轮盖的角区 ,而相应的闭式叶轮的低速尾迹区聚集在轮盖的中心位置 ;(2 )数值实验表明 ,叶顶间隙并非越小越好 ,可能存在一个最优间隙 ,使得叶轮流动损失最小     

湿热环境下K-cor夹层复合材料的力学性能

K-cor夹层结构是应用Z-pin技术增强的一种新型高性能夹层结构,本文研究了Z-pin不同植入密度对K-cor夹层结构试样吸湿特性的影响规律,在此基础上对不同Z-pin植入参数对试样湿热前后三点弯曲性能和压缩性能的影响规律进行了深入研究。研究结果表明：夹层结构中Z-pin的植入能提高试样的尺寸稳定性,且不会对其吸湿率造成明显影响;Z-pin植入密度的增加能明显提高湿热前后试样三点弯曲强度和压缩强度,且具有较高的强度保持率,Z-pin密度为12 mm×12 mm的K-cor夹层结构湿热处理试样的三点弯曲强度比未湿热处理空白试样的要高11.1%,8 mm×8 mm湿热处理K-cor试样的芯部压缩强度比未湿热处理空白夹层结构试样要高17.5%,体现出K-cor夹层结构优异的抗湿热性能;而Z-pin植入角度的减小能明显提高试样湿热处理前后的压缩强度,0°植入K-cor试样湿热处理后的芯部压缩强度与40°植入K-cor试样未湿热处理的基本相同,但植入角度对三点弯曲强度影响较小。     

机翼积冰数值模拟

采用计算流体力学（CFD）方法对三段翼和MS-317后掠翼进行了积冰数值模拟研究,基于欧拉两相流理论,应用分区算法,对空气流场和水滴流场进行了数值求解,得到水滴收集率.求解3-D积冰模型得到积冰量.将MS-317的冰形计算结果与实验数据以及软件LEWICE3D的计算结果进行了对比.结果显示:三维积冰模型具有较好的精度,虽然预测的冰形与实验数据有一些差异,最大厚度方面,误差在13.1%以内,但是积冰的类型与体积和实验数据基本一致.      

某复合材料“三防”试验件腐蚀原因分析与设计改进

某复合材料"三防"试验件在进行盐雾试验时,其连接用的抽芯铆钉出现红锈。为此从铆接装配、结构设计和铆钉材料等方面进行了分析,找出了导致铆钉锈蚀的原因,同时对分析结论进行了试验验证,证明了分析结果的正确。在此基础上对类似结构设计提出了改进措施。     

基于VC的三自由度并联机床数控系统软件开发

针对并联机床运动控制的特点,基于VC开发了一个应用于三自由度并联机床的软件控制系统。测试结果表明,软件系统设计合理,能准确实现并联机床数控系统的基本功能。     

Calculation of Wall Temperature for Aircraft Exhaust System with Considering Gas Radiation Heat Transfer

The coupled numerical simulation of flow field, solid temperature field, species concentration field and gas radiation transfer/ energy field based on statistical narrow-band correlated-k (SNBCK) model, is employed to accurately predict aerothermodynamic characteristic of aircraft exhaust system. A series of methods to increase computational efficiency and descend computational resources make it possible to finish the calculation in PC. The parameters of narrow-band model are evaluated by HITEMP line-by-line database. Three examples have proved the accuracy of using these methods to solve flow heat transfer coupled problem and radiation transfer/energy equation, which are the calculation of temperature distribution of water-cooling nozzle in rocket engine, the calculation of carbon dioxide absorptivity at 4.3 micron band, and the gas radiation heat transfer evaluation of the cylindrical furnace. Finally, the inner flaps temperature distribution of ejecting nozzle with floating outer flaps is computed, under high-altitude, high-speed and afterburning conditions. Two completely different air-inlet schemes of ejecting channel almost achieve the same effect in cooling inner flaps.