二维参与性介质辐射换热的球谐有限元法

采用球谐函数与有限元相结合的方法(即球谐有限元法),对二维介质内辐射换热问题进行研究。以规则和非规则形状几何体辐射问题为例,使用球谐有限元法可得到较准确的计算结果,且与其它数值计算方法(如球谐有限差分法、离散坐标有限元法等)相比具有以下优势:球谐有限元法方法简单,计算速度快,适用于大型工程应用;球谐有限元法可用于计算各种形状的几何体,计算应用范围广。     

跨音叶栅流动的多级有限元分析

将各向异性张力有限单元和Taylor-Galerkin有限元法在多级有限元法的思想下结合起来, 构成了收敛速度和稳定性均较好的适用于跨音流动计算的各向异性多级有限元法。利用这一方法, 基于Euler方程, 研究了平面跨音速叶栅流动, 并与实验结果作了比较。结果表明, 本方法是跨音速计算的强有力手段。      

跨音速叶栅粘流计算的多级广义有限元法

将 Taylor-Galerkin广义有限元法和多级有限元的思想结合起来 ,并在人工粘性的处理上作了改进 ,构成了收敛速度和稳定性均较好的多级广义有限元法。利用该方法 ,并基于 N-S方程研究了二维跨音速叶栅流动。计算结果与实验结果符合较好。通过计算表明 ,该方法计算稳定、收敛较快 ,是叶轮机械内部跨音速流动强有力的计算手段     

一种基于有限元法和弹性接触理论的齿轮啮合刚度改进算法

提出了一种将有限元法和弹性接触理论相结合的齿轮啮合刚度计算方法.该方法利用子结构法提取齿面原始柔度矩阵并分离出接触点弯曲变形,根据线弹接触变形解析公式计算接触变形,通过求解非线性变形协调方程得到齿轮时变啮合刚度和齿面载荷分布.以一对齿轮副为例,计算的啮合刚度与航空标准计算结果相差在6%以内.该方法发挥了有限元法在预测物体整体变形方面的优势,同时结合弹性接触理论能够准确计算局部接触变形的优点,与常规有限元法相比,能够有效地提升计算效率.由于接触变形问题的非线性,啮合刚度随总啮合力增加呈现非线性增大的趋势.      

基于STL文件和有限元法的在轨航天器关键部件热计算

针对STL(stereo lithography)文件在传递复杂几何实体模型信息方面具有精度高的特点,提出了一种基于STL文件计算复杂结构角系数和外热流的方法.根据单元和节点的拓扑关系识别六面体网格边界单元并进行辐射换热计算.详细阐述了基于STL文件和有限元法进行复杂结构的角系数和外热流的计算方法.研究了导热-辐射耦合计算的有限元方法.最后利用有限元法计算航天器关键部件在轨的三维瞬态温度场.      

关于电磁场的自然单元法

有限元法和无网格法在电磁场数值计算中已经得到了广泛的应用,然而有限元法存在前处理网格剖分问题,无网格法存在计算时间长、边界条件和不连续面难处理等问题。针对以上问题,本文提出了利用自然单元法求解电磁场的方法,该方法根据场域中的离散点的信息构造自然邻点插值函数,最后算出场值。通过算例证明了该方法在电磁场计算中的可行性。     

基于Stereo Lithography文件和有限元法的在轨航天器关键部件热计算

针对STL(Stereo Lithography)文件在传递复杂几何实体模型信息方面具有精度高的特点,提出了一种基于STL文件计算复杂结构角系数和外热流的方法。给出了有限元网格离散和边界识别方法。根据单元和节点的拓扑关系进行辐射换热计算。利用有限元法计算辐射换热角系数和外热流。最后利用有限元法计算航天器关键部件在轨的三维瞬态温度场,并进行了计算效率和误差分析。     

航空管路补偿器耐久性计算方法对比分析

本文研究了管路补偿器补偿位移疲劳寿命和耐久振动寿命的有限元分析计算方法。通过对某型管路补偿器有限元仿真计算结果和传统工程计算法计算的结果进行对比分析,研究管路补偿器补偿位移疲劳寿命的有限元计算方法,探索耐久振动寿命的有限元计算流程,并将结果同试验数据对比,以验证其设计方法的计算精度。结果表明,补偿位移的疲劳寿命有限元法的计算精度优于工程设计法;耐久振动寿命有限元法能够给出确定的振动应力分布情况,并预测出耐久振动寿命时间,工程设计法仅能计算出管路补偿器的自振频率,不能明确振动应力和寿命。     

固体火箭发动机绝热层温度场的有限元计算方法

利用有限元法计算了固体火箭发动机绝热层在移动边界条件下的二维温度场.采用碳化层-热解面-原始材料的二维碳化烧蚀模型;推导了将热解气体对流项作为源项的有限元计算方法;采用当量对流换热系数和当量热流的方法处理复杂边界条件.采用无限插值法获得移动边界条件下的三角形网格,提高了网格生成速度和网格质量.计算结果表明,利用有限元法计算固体火箭发动机绝热层的温度场收敛性和稳定性都较好.      

高超声速复杂外形热流的NND有限元数值计算方法研究

有限元法是一种加权积分的方法,这个特点和权函数的特性使得有限元法在计算诸如热流(与温度的一阶导数相关)等物理量时有其内在的优越性.本文研究了高超声速复杂外形热流的NND有限元数值计算方法,并对高超声速球钝锥外形和带翼飞行器外形的绕流进行了数值模拟,算例结果令人满意.     

考虑轴颈涡动的滑动轴承动力特性数值研究

基于非定常动网格技术建立了考虑轴颈涡动频率与涡动轨迹的滑动轴承动力特性求解模型。在验证求解模型准确性的基础上,研究了轴颈正弦直线涡动轨迹、圆涡动轨迹、椭圆涡动轨迹下,涡动频率和偏心率对滑动轴承动力特性的影响。研究结果表明:轴颈的周期性涡动导致轴承油膜最小间隙和油膜压力周期性变化,油膜最小间隙越小,油膜压力越大;随着轴颈正弦轨迹涡动,由此形成的油膜力也呈正弦规律变化,且变化频率与轴颈涡动频率相同,但油膜力的相位滞后于轴颈涡动位移的相位;轴颈涡动频率及涡动轨迹对滑动轴承动力特性影响较大,需要考虑轴颈涡动对滑动轴承动力特性的影响。随着偏心率的增加,动力特性系数绝对值均随之增大。      

刷丝磨损对刷式密封泄漏流动特性影响数值与实验研究

采用有限元分析与计算流体力学相结合的方法,建立了考虑刷丝磨损的刷式密封泄漏流动特性求解模型,设计搭建了基于柱面圆周摩擦形式的刷式密封摩擦磨损特性实验装置,实验研究了刷丝与转子间正压力特性,在实验验证数值计算准确性的基础上,研究了刷丝磨损对刷式密封泄漏流动特性的影响规律。研究结果表明:从刷丝束上游到下游,刷丝与转子间正压力和刷丝磨损长度均先减小后增大;刷丝磨损长度随干涉量、刷丝直径的增加而增大,随压比、刷丝长度的增加而减小。考虑刷丝磨损的刷式密封泄漏量随压比、干涉量、刷丝直径的增加而增大,随着刷丝长度的增加而减小。提出泄漏量变化率表征刷丝磨损对刷式密封泄漏特性的影响程度,泄漏量变化率随刷丝直径的增加而增大,随着刷丝长度和压比的增加而减小;在压比为2.5的工况下,当刷丝直径从0.09 mm增至0.11 mm时,泄漏量变化率从9.53%增至19.18%;当刷丝长度从15.556 mm增至17.556 mm时,泄漏量变化率从13.47%降至5.38%。增加刷丝长度并减小刷丝直径可以降低刷丝磨损对刷式密封封严性能的影响。      

机载制氮系统中空纤维膜分离特性

采用微元方法建立了机载制氮系统中空纤维膜数学模型,并使用龙格-库塔法对其进行了数值计算,与实验数据进行对比后显示,误差不超过10%.然后分析了单位膜面积进料量、膜丝(membrane fiber)内外压比和氧氮渗透比其对产品气氧体积分数和制氮效率的影响.结果表明:增加单位膜面积进料量虽然可提高制氮效率的增加,但是会显著降低产品气中氮的体积分数,因此需要采用合适的流程设计以克服此缺点.压比和氧气渗透系数的增加均会使氧体积分数与制氮效率减小,但是提高渗透比对制氮效率影响不大,因此对于气体分离过程是有利的.通过计算模型及实验数据,分析了中空纤维膜分离理想度随压比和温度的变化关系,结果显示压力对理想度影响较大,随着压力增加,实际分离过程与理论值偏差趋大,而温度对理想度影响较小.      

具有牵引失效自检测功能的高负载比微型拖曳机器人设计方法

针对微型机器人受体积制约而难以实现拖曳大负载的问题,设计了1种基于楔形刚毛阵列黏附脚掌原理,具有牵引失效自检测功能的微型拖曳机器人.该机器人采用轮式结构,通过执行机构对黏附脚掌的加载和脱附,将拖曳负载过程与机器人自身移动过程分开,使负载与机器人在平面上做尺蠖运动,实现微型机器人拖曳超过自身重量数百倍的负载.在此基础上,...     

基于OpenFOAM的三维H2/Air连续旋转爆轰流场数值模拟

为进一步研究旋转爆轰流场特征,基于开源计算流体动力学软件OpenFOAM,采用9组分19步的基元化学反应模型,对H2/Air连续旋转爆轰流场进行了三维数值模拟,得到了旋转爆轰波稳定传播时燃烧室内部流场的详细结构,研究了燃烧室头部激波的传播特性,分析了旋转爆轰燃烧室的压力增益性能。结果表明:旋转爆轰波后的第一道反射激波在由燃烧室外壁面向内壁面传播过程中反射激波的高度增加并在靠近内壁面附近与滑移线交汇形成局部高温高压区域;旋转爆轰波在外壁面位置处相位约落后于内壁面0.003rad～0.15rad,其相位差随燃烧室曲率差的增加而增大;燃烧室头部反射激波数目受到曲率差和进气总压的影响,燃烧室曲率差增大,反射激波数目减少,进气总压增大,反射激波数目增多;燃烧室压力增益保持在0.3以上,在进气总压一定的条件下,压力增益随着燃烧室曲率差的增大有增加的趋势。研究结果揭示了三维旋转爆轰流场的精细结构和燃烧室头部激波的传播规律。     

The heating of the solar corona

In this paper a discussion is given of the present state of the theory of the heating of the solar corona by shock waves. Arguments are presented why the main contribution to the mechanical energy flux is of acoustic origin, while estimates for the amount of acoustic energy generated in the convection zone as well as the deviations from isotropy are given. During propagation through the atmosphere acoustic waves develop into shock waves after a distance of a few scale heights in the chromosphere. The heating of the outer layers by dissipation of shock waves is found to be sufficient to account for the observed radiative and corpuscular energy losses.Much emphasis is laid on the competitive role played by the four fundamental processes of energy transfer: mechanical heating, radiation, heat conduction and convection of energy in establishing the equilibrium structure of the corona. The atmosphere may be divided in several regions according to the predominance of one of the energy processes mentioned above.The physical properties of the chromosphere and the solar wind are discussed only where they are intimately connected with the problem of the heating of the corona.The most important aspects of the influence of a magnetic field on the structure and the heating of the corona in magnetically active regions are briefly mentioned. Special attention is paid to the strong channelling of heat flow along the field lines and its consequences for the structure and dynamics of the chromosphere-corona transition layer.     

指尖封严的转子轴心轨迹与泄漏特性的试验

对间隙、过渡、过盈3种配合状态的指尖封严组件的转子轴心轨迹和泄漏特性进行了试验.转子的轴心轨迹采用电涡流传感器进行测量,其测量结果表明:转速越大,转子轴心的偏移越小;在不考虑磨损的情况下轴心偏移对配合状态基本没有影响.由此确保了封严试验台的安全性和有效性.在此基础上,试验研究了转子转速、上下游压差以及封严间隙对泄漏特性的影响.结果表明:泄漏系数随转速增加略有减小;过渡和间隙配合时,在压差小于0.3MPa时泄漏系数随压差增加而增大,压差达到0.3MPa后,泄漏系数趋于平缓;过盈配合时压差对泄漏系数没有明显的影响;泄漏系数随封严间隙的减小而减小,随过盈量的增大而减小.      

高速进气道低马赫数不起动特性及马赫数影响规律

为了探究进气道低马赫数不起动时的振荡特性,本文结合一体化前体/进气道构型,通过非定常仿真手段,对比研究了来流马赫数变化对进气道低马赫数不起动振荡流场以及飞行器气动力的影响规律。结果表明：低马赫数不起动时出现了稳定的振荡周期,且周期随着来流马赫数的增大而增长。由于拥塞发生在喉道处,其振荡流场单纯的表现为口部分离包的涨大和缩小,并且沿程压力的均值和幅值都呈现出喉道高两头低的分布趋势,而马赫数的增大会加剧此趋势。喘振周期中升力系数CL和阻力系数CD的变化趋势大致相反,升阻比曲线则表现为随分离包吐出而增大、吞入而缩小的趋势。CL和CD随着马赫数增大是整体下降的,但是脉动幅值变化不大,升阻比对马赫数的变化也并不敏感。此外,在进气道实现自起动过程中,当喉道瞬时流量高于起动时的流量一定程度,口部分离包将完全吞入。但定常仿真难以准确模拟该吞入过程,因此定常仿真得到的自起动马赫数偏高。     

涡扇发动机加力燃烧室扩压器流场的数值计算

 本文用数值计算的方法得到了某型涡扇发动机加力燃烧室扩压器内的流场,与台架状态测得的实验数据基本吻合。研究了不同进口气流参数分布对扩压器流场的影响,计算了台架不同转速状态,不同飞行工况下扩压器内的流场。     

航空发电机传动轴扭转振动测试实验研究

航空发电机是飞机任务系统电能的主要来源,也是任务系统甚至载机正常工作的保证。考虑到任务系统工作时具有脉冲电流的特性,利用地面实验设备,模拟发电机的实际运行状态和载荷情况,进行发电机的动态测试实验,得到了脉冲电流作用下发电机弹性传动轴冲击扭转振动曲线。通过对实验结果的对比分析,证实了任务系统工作时的脉冲电流是发电机传动机构扭转振动的主要激励源,同时也是弹性传动轴出现断轴故障的主要原因;适当增大弹性轴的轴径,可以改善系统的固有特性,从而有效缓解弹性轴扭转力矩的振动峰值。