气动舵机高压反向直动式减压阀的设计及特性

气动舵机在防空导弹的飞行姿态控制系统中是关键部件,直接影响导弹的飞行稳定性及姿态控制能力。弹载高压气体经过减压为气动舵机提供动力,可以减小气源系统所占的空间且尽可能多地携带气体以利于提高导弹射程。针对某型号导弹,设计了一种具有锥形阀瓣的高压反向非平衡直动式减压阀,建立了该类减压阀热力学及静力分析的数学模型,并在此基础上开发了其设计校核软件。建立了基于AMESim软件的稳态及非稳态进口压力下的仿真模型,对其压力、流量特性及阀芯位移特性进行了模拟分析。结果表明:该减压阀在设计参数下具有较好的压力及流量特性,且理论计算结果与仿真分析结果吻合较好。      

两相控温型储液器进出流量的瞬态数值模拟

两相控温型储液器是泵驱两相流体回路（MPTL）系统中的一个重要部件,承担着工质存储、供给、气液分离及精密控温的作用。采用Navier-Stokes方程建立了MPTL系统瞬态模拟的仿真模型,可用于研究热源功率变化时储液器与主回路的动态传热和传质特性。通过仿真与试验对比发现,数值模型的流量误差在±10%以内,验证了模型的有效性和准确度。数值模拟结果表明:热源开关机时,储液器与主回路发生工质交换,气液两相的温度和压力受到影响,系统的流阻也受到影响;随着热源功率的增加,工质交换速率和交换总量随之增加,储液器内气液两相的温度和压力变化趋势随之增大。该模型可用于研究不同工作条件下的流量、温度和干度的变化特性,指导MPTL设计,并在系统搭建前预测系统特性。      

气动管道中压力波的传播特性分析

利用一维非定常气流理论,建立了管道中气体传播的分布式参数模型,采用迎风差分的方法进行数值计算,并通过实验结果与模型仿真结果的比较,验证了该模型的正确性.通过改变管道直径、气源速度、入口压强和仿真空间步长等初始条件,模拟不同特性的管道,对仿真结果进行比较分析,得到不同波形的压力波在不同管道中传播的特性.结果表明:利用压力波测流量时,应采用下弦波或矩形波.      

航空柱塞泵全工况效率分析及热力学建模

针对航空柱塞泵全工况热力学建模问题,在泵功率损失分析和传热分析的基础上建立了柱塞泵的热力学模型.考虑负载压力、输入转速、斜盘倾角和油液粘度影响,得到了泵功率损失模型.对泵传热进行了详细分析,采用控制体温度变化方程建立了描述泵各部分温度变化的热力学模型.对包含柱塞泵的简单液压系统采用Dymola进行了仿真计算,得到了不同输入转速和负载压力下泵效率及功率损失,分析比较了不同输入转速和供油流量下泵各部分温升情况.结果表明:泵效率及功率损失受输入转速和负载压力影响,在不同输入转速和供油流量下泵表现出不同的温升特性.     

基于Transition SST模型的高雷诺数圆柱绕流数值研究

为了研究高雷诺数下圆柱绕流边界层的转捩现象和圆柱尾迹近壁区的流动特征,首先通过在典型雷诺数下采用Transition SST四方程转捩模型模拟圆柱绕流得到的结果与实验结果及采用SST k-ω两方程湍流模型模拟结果的对比分析,验证了Transition SST模型在模拟高雷诺数下圆柱绕流的优越性,并较为准确地预测出了圆柱绕流边界层的转捩现象及尾迹近壁区的流动特征。然后分别对亚临界区、临界区、超临界区和过临界区的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同雷诺数下圆柱绕流的流场结构及圆柱表面压力系数、摩擦力系数的变化规律,研究了圆柱绕流近壁区的流动特征、边界层转捩的流动机理、转捩位置及其随雷诺数的变化规律。结果表明,亚临界区二维圆柱绕流边界层发生层流分离,无分离泡和转捩现象;临界区和超临界区二维圆柱绕流边界层先产生了分离泡现象,之后流动发生了转捩并在转捩后发生湍流分离;过临界区二维圆柱绕流边界层流动在转捩之后发生湍流分离,无分离泡现象;在临界区、超临界区和过临界区,二维圆柱绕流边界层转捩位置随雷诺数增大向前驻点移动。     

燃气动力弹跳机器人在不同地面弹跳能力

燃气动力弹跳机器人具有很强的越障能力,但不同特性地面对其弹跳性能影响较大。针对上述问题,对燃气动力弹跳机器人起跳过程的动力学模型进行理论与试验分析。首先建立了机器人起跳动力学模型,利用Hunt-Crossley模型对机器人脚与地面的作用力进行分析;然后构建试验平台,对模拟硬黏土、草地进行静态、动态力学特性测试,得到相应的力学参数;最后对弹跳机构在刚性地面、模拟硬黏土和模拟草地分别进行弹跳分析与试验。在一定充气压力条件下(丙烷0.01 MPa、一氧化二氮0.21 MPa)燃烧室内燃后压力基本相同(最大压力约3.1 MPa),而弹跳机构(总重为3.55 kg)在刚性地面和硬黏土地面的弹跳高度分别为2.0 m和1.4 m,在草地地面相对充气压力为0 MPa条件下,其弹跳高度为0.1 m。结果表明,机器人在松软的地面较刚性地面弹跳高度较低,且模拟3种地面的弹跳试验结果与分析结果较为吻合。      

多级降压调节阀内部流动特性数值模拟

为研究多级降压调节阀内部流动过程和各降压级的压降影响因素及规律,基于Mixture两相流模型和Schnerr-Sauer空化模型的数值计算方法,建立了多级降压调节阀内部流场的计算模型。通过数值模拟计算,获得了调节阀内部的流动特性,分析和探讨不同压差和不同阀门开度下各降压级压降特性。数值计算结果表明：流体流经阀门节流元件时,由于多股流体的强烈掺混和剪切使得阀门内存在大量的漩涡;各降压级的压降存在一定的差异,第3级套筒处的空化程度最大,阀座处更易发生空化;阀门在同一开度下,工质沿各降压级的压降在不同压差下的变化趋势相同;第3降压级的压降随阀门开度的减小而增大,在25%开度下阀门第3降压级的平均压降最大,达到了8 MPa,相同流量下该降压级小孔中工质的速度也增加。研究结果为降压阀的合理设计提供了理论依据和参考价值。     

基于球堆叠的月壤蓄热器传热特性数值研究

月壤蓄热是月球原位资源利用的一种重要方式，也是解决未来月球基地能源需求的最具潜力的途径之一。针对月壤蓄热过程，建立了基于球形堆叠的月壤蓄热器多孔介质蓄热模型。蓄热器的壳体采用登月舱下降级的燃料罐，流体传热介质采用氦气。通过数值模拟的方法研究了不同流动压降下月壤蓄热球堆叠方式、球直径对蓄热器传热过程的影响规律和机理，并分析了蓄热动态过程。研究结果表明，月壤蓄热球在简单立方体均匀堆叠（SC）和面中心立方体均匀堆叠(FCC)两种方式下，SC堆叠方式的综合蓄热指数比FCC模式可提高302%；同时还发现月壤蓄热球的直径存在最优值，可使得蓄热器在单位泵功下获得最大的蓄热量，并且该最佳值随着流体进出口压差增加而减小。该研究可为未来月壤蓄热器的设计和优化提供理论指导。     

基于流动控制的水下航行体流体动力特性分析

利用CFX对水下航行体流体动力特性进行了数值模拟研究.求解了混合介质的剪切压力输运湍流模型控制方程、雷诺-平均奈维尔-斯托克斯方程以及各相间的质量输运方程,采用三维数值模拟方法对比分析了不同流动控制方案的水下航行体空泡形态特征、表面压力分布和阻力系数变化特性,讨论了不同参数对减阻效果的影响.结果表明,对于有横流作用的水下垂直发射航行体,多相流动控制不仅可以降低通气空泡的不对称性和航行体阻力,同时可以均匀迎流面和背流面压力,从而实现航行体多相流空泡形态及表面压力特性等的控制.此外,通气口的位置对减阻效果具有显著影响.      

V形尾缘喷管流场与红外特性的数值模拟

采用有限体积QUICK格式和重整化群(RNG) k-ε 湍流模型,并结合壁面函数,同时利用离散坐标法DOM(Discrete Ordinates Method)计算热辐射,以灰气体加权模型WSGGM(Weighted-Sum-of-Gray-Gases Model)确定气体介质的辐射性质,求解N-S方程、固壁中的热传导方程、考虑吸收-发射性气体介质的辐射传输方程.采用此耦合计算模型对V形尾缘的收敛喷管进行了数值模拟,计算所得数据与试验吻合良好.在此基础上,对有/无V形尾缘收-扩喷管的内外流场与红外特性开展了数值模拟.结果表明:V形尾缘在尾喷流的剪切层中产生了强烈的流向涡,促进了内外流的强化混合,明显缩减了喷管出口附近喷流的红外辐射.      

内孔结构对旋转空化发生器水力特性的影响

空化普遍存在于工业生产、舰船推进、航空航天等领域.使用高速相机对闭式循环试验台的旋转空化发生器内部流动进行试验观测,然后基于RNG k-s湍流模型和Zwart-Gerber-Belamri空化模型开展了旋转空化发生器流场的数值模拟.结果表明数值模拟结果与试验观测数据吻合较好,验证了本文数值模拟方法的准确性和可靠性.受离...     

带螺旋静叶诱导轮的气蚀性能

为了分析带螺旋静叶诱导轮的内部流动规律,利用计算流体力学（CFD）方法对带螺旋静叶诱导轮进行了仿真计算,研究了其扬程特性和气蚀性能。结果显示,安装螺旋静叶后,使诱导轮的扬程得到很大提升,但是因为螺旋静叶流道中回流较强,增大了回流损失,导致效率下降。随着诱导轮入口压力降低,带螺旋静叶诱导轮的气蚀区域受离心力作用,沿径向发展,由于堵塞螺旋静叶流道,推迟了诱导轮流道的堵塞时间,从而使诱导轮的气蚀性能得到改善。      

管内气体流动的多参数动态数学模型的建立

由于从飞机发动机中引出气流的不稳定流动，对飞机空调系统的精确调节有很大影响。根据气体流动的基本定理，一种适用于小管径、多变量输入输出的可压缩气体管内流动的动态数学模型已在本文推导出，并采用频域和时域方法对数学模型进行了分析。研究结果表明：当气体的入哭喊和波频率上升到一定值时，出口压力将急剧上升。流量的变化对出口压力影响最大。入口温度的变化对出口压力和流量有影响，但入口压力和流量的扰动对出口温度没有     

Atmospheric leakage and method for measurement of gas exchange rates of a crop stand at reduced pressure.

The variable pressure growth chamber (VPGC) was used in a 34-day functional test to grow a wheat crop using reduced pressure (70 kPa) episodes totalling 131 hours. Primary goals of the test were to verify facility and subsystem performance at 70 kPa and to determine responses of a wheat stand to reduced pressure and modified partial pressures of carbon dioxide and oxygen. Operation and maintenance of the chamber at 70 kpa involved continuous evacuation of the chamber atmosphere, leading to CO2 influx and efflux. A model for calculating CO2-exchange rates (net photosynthesis and dark respiration) was developed and tested and involved measurements of chamber leakage to determine appropriate corrections. Measurement of chamber leakage was based on the rate of pressure change over a small pressure increment (70.3 to 72.3 kPa) with the pump disabled. Leakage values were used to correct decreases and increases in chamber CO2 concentration resulting from net photosynthesis (Ps) and dark respiration (DR), respectively. Composite leakage corrections (influx and efflux) at day 7 of the test were 9% and 19% of the changes measured for Ps and DR, respectively. On day 33, composite corrections were only 3% for Ps and 4% for DR. During the test, the chamber became progressively tighter; the leak rate at 70.3 kPa decreasing from 2.36 chamber volumes/day pretest, to 1.71 volumes/day at the beginning of the test, and 1.16 volumes/day at the end of the test. Verification of the short-term leakage tests (rate of pressure rise) were made by testing CO2 leakage with the vacuum pump enabled and disabled. Results demonstrate the suitability of the VPGC or conducting gas exhange measurements of a crop stand at reduced pressure.     

基于辅助进气门的进气道/发动机一体化控制

针对进气道与发动机的耦合问题,研究了低速大迎角状态下,基于辅助进气门的进气道/发动机一体化控制。首先,建立了飞行条件、迎角、辅助进气门开度与出口总压恢复系数和流量相关联的进气道实时模型,进而将进气道出口流量和发动机进口流量相匹配,建立了进气道/发动机一体化模型的控制仿真平台。其次,为了解决大机动过程中发动机进口流量不足和压力不均的问题,提出了一种带有辅助进气门调节的进气道/发动机一体化控制方法,即通过调节辅助进气门开度实现进气道出口总压恢复系数控制,在保证进气道出口性能稳定的情况下,基于H_∞鲁棒控制方法实现对发动机转速和压比的控制。研究结果表明,在整个大机动过程中,所提出的进气道/发动机一体化控制可以使得发动机各项性能保持稳定,在典型任务工况下,推力提高了16%,耗油率下降了6%。      

喷水推进泵临界空化工况空化流态试验

在舰艇空间尺寸的限制下,提高推进器的综合性能是舰船设计的关键。空化是喷水推进泵的主要噪声源和重要设计参数。为降低舰艇的噪声,提高喷水推进泵的空化性能,十分有必要研究空化流动结构演变规律及其对喷水推进泵性能的影响。以某型喷水推进泵为研究对象,采用高速摄像技术开展了喷水推进泵临界空化工况空化流动结构演变规律试验研究。在空化发生和发展过程中,喷水推进泵空化流动结构包括片状空化、云状空化、叶顶间隙空化、叶顶泄漏涡空化和垂直空化涡。试验捕捉了空化演变的物理过程,分析了各空化流动结构对喷水推进泵性能下降的影响。结合数值模拟和前人研究,阐述了空化流动结构形成机理及其对喷水推进泵性能的影响。研究结果为喷水推进泵内的空化现象提供了新的认识,也为空化性能预测方法的研究给予了借鉴和指导。      

一种应用在航天探测器上的二氧化碳两相回路热控系统冷凝器的设计优化

阿尔法磁谱仪中的轨迹探测器是探测空间反物质的核心探测器,它工作于由超流液氦冷却的超导磁体的中心,其正常运作需要体积小、散热及温控能力强的热控系统的支持,以应对国际空间站上复杂的太空热流环境及真空、微重力等因素.介绍了利用SINDA/FLUINT模拟方法,对轨迹探测器的热控系统冷凝器进行设计优化.     

S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响

为探究S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响,优化设计了旋流畸变网以模拟旋流,利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在S弯进气道出口旋流作用下的气动响应,获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明:优化后的旋流畸变网总体旋流角误差降低了。S弯进气道出口旋流对增压能力影响不大,但会导致压气机效率下降,稳定工作范围减小。在100%和80%换算转速,压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%,在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%。S弯进气道出口旋流中的反向旋流区增大了转子叶片进气攻角,导致气流叶背分离、叶片通道堵塞,最终导致压气机失稳。      

基于混合润滑理论的航空作动器密封性能分析

针对航空作动器不同压力、温度以及作动速度的工作环境,以Trelleborg公司Turcon VL密封为代表,利用混合润滑理论对其性能进行分析,揭示机载工况对航空作动器密封性能的影响规律。建立了基于混合润滑理论的宏观与微观多场耦合模型,包括:考虑空化及流动因子的Reynolds方程油膜模型、Greenwood-Williamson(G-W)的微观接触模型以及Fourier的传热模型。通过有限体积法求解,分析不同压力下宏观接触压力、微观接触压力以及油膜压力分布特点。研究结果表明:随流体压力增大,泄漏量与摩擦力都近似线性增大;在25℃时无泄漏,而温度升高至135℃时产生少许泄漏;随作动速度增大,摩擦力减小但泄漏量增大。