非轴对称贮箱液体晃动的等效力学模型

针对非轴对称贮箱液体晃动问题,从一般意义上推导了作三维运动的任意三维贮箱内液体晃动的等效力学模型,采用有限元方法建立计算等效力学模型参数的数值算法,利用矩阵相似变换的性质分离液体零频以消除液体刚度矩阵的奇异性,从而将等效力学模型参数的计算归结为广义特征值问题和线性代数方程组的求解,具有较高的计算效率。通过非轴对称贮箱液体晃动的算例说明,不同的等效晃动方向可能不正交,晃动平面可能不过液体质心,因此非轴对称贮箱液体晃动的等效力学模型比轴对称贮箱液体晃动的更加复杂。最后以三棱柱形充液贮箱为例,采用商用CFD（计算流体动力学）分析软件FLOW-3D验证了在贮箱作典型三维运动时等效力学模型的有效性。
     

缠绕复合材料喷管静力分析

本文对由一般曲线旋转得到的喷管进行了静力分析。文中讨论的喷管由缠绕复合材料构成,承受轴对称和非轴对称载荷作用。在采用有限元法分析时,通过Fourier转换将三维问题简化为二维求解。弹性矩阵中各参数采用合理假设只需由层状平面内三个弹性常数即可确定。文中给出缠绕复合材料喷管在内压和集中力作用下的位移分布算例,结果合理。本文推荐方法可供缠绕柔性喷管和其它类似结构分析时参考。     

轴对称实心体的有限元分析

端头热应力分析的有限元法是属于轴对称实心体的有限元分析。对于轴对称实心体,采用线性三角环元在单元刚度矩阵计算中要遇到积分奇异性问题。而通常采用的近似积分方法对实心体靠近轴线上的点可能有较大误差,不能令人满意。1979年钱伟长教授提出了新的形状函数,避免了积分的奇异性。但是线性三角环元对轴对称实心体求解的正确性和合理性还缺乏证明。 本文论述了线性三角环元当采用精确积分时,对轴对称实心体求解也是正确和有效的。虽然计算单元刚度矩阵要遇到奇异积分,但是在形成总刚度矩阵,并引入轴线上节点径向位移u=0的条件后,也排除了奇异积分。因此最后的求解仍然是有效的和正确的。 最后通过简单算例证明:两种方法都收敛于解析解,计算精度能满足要求。     

航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护数值仿真研究

对航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护进行了全过程数值仿真研究.采用修正Lees驻点热流密度方法和参考焓方法计算再入热流密度.采用JANAF模型计算烧蚀率.利用有限元法计算钝锥体再入航天器烧蚀层在移动边界条件下的轴对称温度场.采用碳化层-热解面-原始材料的轴对称碳化烧蚀模型;推导了热解气体流量计算方法.针对再入飞行大热流密度条件下,用有限元方法求解瞬态温度场时会产生的时间和空间上解的振荡问题.通过分析温度振荡现象产生的原因,采用集中热容矩阵向后差分方法解决振荡问题.计算结果表明,在时间步长选择合适的情况下,求解集中热容矩阵能够很好地解决数值振荡问题,同时烧蚀率和温度场计算比较准确.     

复合材料壳体在水压和地面热试验状态下的大变形有限元分析

用等效正交异性轴对称八节点等参元对固体火箭发动机壳体进行了大变形有限元分析。首先计算了壳体承受内压作用下的应力与变形,并与其水压试验结果进行了比较,然后计算壳体在热试验状态下的应力与变形,也与其水压试验的计算结果进行了比较。     

三维烧蚀内部热响应数值计算研究

对热解型碳化复合材料三维烧蚀内部热响应数值计算关键技术进行了研究。采用碳化层—热解面—原始材料层模型,将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过有限元法建立移动边界条件下温度场求解方程组,采用Gauss Seidel迭代法计算热解气体质量流量和温度场。同时,研究和分析了三维烧蚀移动边界处理方法以及动网格生成方法。由于每个时间步都需要网格重划,烧蚀热防护数值计算对存储效率和计算效率要求较高,本文研究了内部热响应计算中影响存储效率和计算效率的主要因素,并提出了相应的压缩存储方案和求解方案。计算结果表明,移动边界处理方法准确合理;存储方案的存储效率较高;保持刚度矩阵和形函数矩阵正定对称性可以加快温度场计算的收敛速度。     

航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究

采用差分求解N-S方程与DSMC方法相结合的方法,研究了航天器单台发动机连续工作情况下真空羽流对航天器敏感器的热效应。首先通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场,然后应用DSMC方法对喷管出口外轴对称羽流场进行计算,最后将轴对称羽流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,在并行计算机平台上进行三维羽流场和热效应计算得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对敏感器的热效应。以两个敏感器为例,对仿真结果进行了分析和比较,并得出了相应结论。     

固体发动机药柱损伤粘弹有限元分析

基于损伤的粘弹性材料积分蠕变型本构关系，建立了求解应力应变和损伤变量的一种新型增量型有限元法，引用当量应力，可以分析三维损伤场，采用迭代法求解相互耦合的应力和损伤场。算例分析表明，所建立的方法对分析药柱损伤有效、可靠。     

碳化材料三维烧蚀热响应有限元计算研究

针对碳化烧蚀热防护材料三维温度场计算问题进行了研究。采用弹簧松弛法模拟防热层表面后退运动,应用化学反应动力学模型描述材料内部热解过程,内部温度场计算模型考虑了防热材料的热传导、热解吸热、热解气体在碳化层内的流动以及热解气体与碳化层之间的热交换。对控制方程采用有限元方法进行离散,时间方向采用Newton-GMRES隐式迭代推进求解。将计算结果与经典程序的计算结果及实验数据进行了比对,初步验证了计算方法的可靠性,并通过球头算例展示了程序对三维问题的良好处理能力。     

轴对称降落伞稳定下降阶段的流场特性

文章根据降落伞的特点，通过3点假设（伞衣的薄膜假设、降落伞的轴对称假设和流场的定常假设），将三维复杂流动问题，转化成二维轴对称问题，以节约计算时间。然后，建立轴对称降落伞的流体力学计算模型，利用数值模拟手段，求解RNG（Renormalization Group）k-epsilon湍流模型下的N-S方程组，获得与有关单位试验相吻合的计算结果。分析发现带顶孔的轴对称降落伞绕流和亚临界状态下带中心孔的圆球绕流，在尾流区拓扑结构上几乎完全一致。结果表明建立的轴对称降落伞模型，能够揭示降落伞流场的本质特性，为进一步研究降落伞流场的流动机理和流固耦合问题打下基础。     

轴对称降落伞稳定下降阶段的流场特性

文章根据降落伞的特点,通过3点假设(伞衣的薄膜假设、降落伞的轴对称假设和流场的定常 假设),将三维复杂流动问题,转化成二维轴对称问题,以节约计算时间。然后,建立轴对称降落伞的流体力 学计算模型,利用数值模拟手段,求解RNG(Renormalization Group)k-epsilon湍流模型下的N—S方程组,获 得与有关单位试验相吻合的计算结果。分析发现带顶孔的轴对称降落伞绕流和亚临界状态下带中心孔的 圆球绕流,在尾流区拓扑结构上几乎完全一致。结果表明建立的轴对称降落伞模型,能够揭示降落伞流场 的本质特性,为进一步研究降落伞流场的流动机理和流固耦合问题打下基础。     

水击问题的Fourier谱方法计算

给出了推进剂供应系统管路内流体瞬变流动的数学模型,提出了采用Fourier谱方法求解瞬变流非线性偏微分方程的新方法。以一段两端分别连接贮箱和阀的直管道为例,利用该方法对阀门关闭后管道中形成的水击和压力振荡特性进行了求解,给出了相应的仿真结果,与已发表的采用特征线法和有限元法求解结果进行了比较。对数值计算中的非物理振荡问题进行了讨论。     

固体发动机卡环连接结构大变形弹塑性有限元分析

对复合材料壳体与喷管的卡环连接结构进行了弹塑性大变形接触有限元理论分析模型的建立及有限元应力，应变数值分析。对复合材料壳体材料进行了等效正交各向异性轴对称材料模式分析；采用点点间隙单元，分析了卡环，接头及倒锥等多体接触问题。     

组合式数值网格生成

本文针对流场特点,采用组合式数值网格,即流场内部采用球对称贴体网格、外部采用轴对称网格,对该种结构网格的分布和两组网格在交界处的结合进行了研究.通过泊松方程把物理网格变换成计算网格,并对网格分布的控制进行了研究.提出并采用了滑移边界,保证了边界上网格的正交性.研究方法和结论可以应用于类似问题的数值分析中.     

非定常喷流和尾腔流动的高分辨率数值模拟

导弹在运载器尾腔内的点火分离，涉及高温、高压气体在喷管和运载器尾腔内的三维非定常流动。采用分步显式和隐式ＮＮＤ格式对轴对称和三维多喷管非定常亚、跨、超混合喷流流场进行数值模拟，单喷管导弹的喷管流动和尾腔流动使用整体轴对称流动模型；对于多喷管导弹，喷管流动使用轴对称流动模型，尾腔流动为三维流动模型，喷管与尾腔流动间由边界参数进行耦合。算例表明，该方法能较好地捕获喷管和尾腔流动中的三维运动激波，计算结     

火箭发动机地面水平试车尾流温度场仿真分析

针对氢氧火箭发动机地面水平试车时尾流燃气对地面热防护的影响,分别采用二维轴对称模型和三维模型对发动机尾流流场进行了数值模拟。计算中,采用氢氧单步燃烧反应模型考虑尾流燃气与空气的燃烧,湍流模型选用了标准k-ε模型。仿真结果表明：三维模型中,燃气逐渐向地面流动,地面燃气温度高于二维轴对称模型中的燃气温度;发动机工况变化时,三维模型和二维轴对称模型中的地面燃气温度变化趋势相反,采用三维模型计算具有更好的可信度。     

跨声速喷管化学反应流数值模拟

火箭发动机工作是极复杂的物理化学过程，在喷管内气体的为三维、多相、粘怀、化学反应、跨声速流动。预估发动机的性能时，不仅要计算多相流损失、粘性、扩散损失，还要计算由于化学反应引起的化学动力学损失等，这就要对喷管内的各种流动现象作仔细的计算分析。本文采用Ｎａｋａｈａｓｈｉ半隐格式，用时间相关法计算了一维和轴对称喷管跨声速化学反应非平衡流场，得到了正确合理的结果，在跨声速喷管化学反应流仿真计算上作了初步     

基于有限元法的大气层外弹道式目标表面温度场分析

获取目标表面温度场是进行红外特征分析的重要前提。为确定大气层外弹道式目标的表面温度场分布,建立了有限元模型。根据目标温度场的轴对称分布特点,在柱坐标系内建立了二维瞬态热传递模型,从而降低了计算量。与当前大部分的有限元软件和文献不同,严格分析了温度非均匀性有限单元的辐射热损失,并推导出轴对称三结点三角形单元的辐射热损失公式。为了能够使用Galerkin法求解时间微分方程组,将辐射热损失视为与时间相关的热载荷项,并用Newton\|Raphson法迭代求解处理后得到的非线性方程组。一个简单的数值实验表明了所提出方法的有效性,最后应用该法求解了目标飞行全程的表面温度场分布。
     

固体火箭发动机药柱不可压和近似不可压三维分析

基于不可压和近似不可压粘弹性有限元法,对固体火箭发动机药柱进行了三维分析。首先从Herrm ann泛函出发并结合对应原理,导出了适用于不可压和近似不可压粘弹性材料的本构关系,然后根据虚功原理,建立了三维问题的粘弹性增量有限元列式,最后对弹性约束的圆柱形中孔药柱进行了不可压和近似不可压分析。结果表明,该方法可用于泊松比接近甚至等于0.5的粘弹性问题计算,尤其适用于固体推进剂药柱的结构分析。     

高超声速再入钝头体表面热流计算

采用边界层外缘无黏流场数值求解三维可压缩定常Euler方程,将所得物面压力分布作为边界层外缘条件,用于边界层内跟踪流线的轴对称比拟工程算法,计算高超声速有攻角再入钝头体的表面热流。某钝双锥算例结果表明:算得的表面热流与实验数据吻合很好。该方法较纯工程算法提高了精度,较数值求解整个流场Navi-er-Stokes方程节省计算时间,对准确计算全轨道飞行复杂形状高超声速飞行器表面的热流分布有一定价值,适宜高超声速飞行器方案设计阶段气动热环境预测的需要。