基于Lagrange液膜方法的小推力液体火箭发动机耦合传热策略研究

为了研究小推力液体火箭发动机边区冷却液膜的冷却效果,提出了一种综合考虑燃烧流动、气体辐射、液膜冷却、壁面传热和辐射冷却的耦合传热计算方法,构建了基于Lagrange方法的液膜计算模型。采用该耦合传热方法对490N液体火箭发动机进行了数值仿真研究。结果表明:液膜最大厚度60μm,最长30mm,覆盖区域的壁面温度都被限制在420K左右,起到了较好的冷却作用。喷注角度较小射流形成的液膜更集中,生存时间更长,可减小向壁面的热流;喷注角度较大射流形成的液膜周向范围更大,能缓解壁面热流向头部的传递。     

飞机机身内供油管路柔性接头单侧泄漏故障数值研究

基于Fluent软件,采用数值仿真方法研究了飞机机身内主供油管路与APU供油管内管管路柔性接头发生极端泄漏时的特征,以及泄漏速率与工作压力的定量关系。当管路柔性接头单侧密封圈缺失时,管路燃油泄漏量均与工作压力呈线性正相关关系;除管内工作压力外,燃油泄漏速率还受管路几何尺寸和喉道尺寸的显著影响,但柔性接头卡套缺失不构成影响燃油泄漏速率的主要因素。     

航空发动机数值缩放技术的研究进展

航空发动机整机和部件仿真是航空发动机设计与研究的常规手段,是短周期研制先进水平航空发动机的重要环节和手段。数值缩放技术可以将基于高精度模型求解的部件特性用于整机性能分析,在有限的计算资源下提高航空发动机整机仿真精度,是实现航空发动机整机和部件高精度仿真的关键技术之一。同时数值缩放技术可以使部件设计在航空发动机整机环境中得到快速、全面的评估与分析,提高航空发动机设计的可信度,降低开发成本与周期。梳理了国内外航空发动机数值仿真技术的发展趋势,回顾了数值缩放技术的发展及在实际研究中的应用情况,分析、总结了数值缩放技术的三种实现方法及现阶段数值缩放技术应用中存在的问题,提出了我国数值缩放技术发展需重点关注的方向。     

对转压气机数值模拟及实验研究

以设计的某对转压气机试验台为研究对象,分别应用数值模拟和试验手段对设计转速、典型工作状态下压气机性能和流场细微结构进行了研究。计算结果表明:压气机压比特性与试验值吻合较好,计算效率较试验值偏高;在近失速点压气机第二排转子叶片吸力面近尖部10%叶展范围内,最先出现导致叶片失速的大范围分离和低能堵塞团;第一排转子叶片尖部尾缘处附面层较厚并伴随有分离现象,使得下游叶片来流发生较大畸变。     

推进系统数值仿真综述

参考国外科技资料,较系统地综述了NASA的推进系统数值仿真（NPSS）的构思,结构,难点和解决途径。     

飞机结构加筋壁板参数化有限元模型的实现

提出一种基于MSC.Nastran/Patran的加筋板结构有限元模型自动生成方法.方法对加筋条位置、加筋条几何尺寸、底板几何尺寸、材料物性以及网格密度完全参数化,给出标量参数、向量参数、字符参数及动态数组在PCL函数中的具体应用,载荷、约束以及材料特性全部施加于几何体以实现网格密度的自动疏密控制.实例表明,对于帽型加筋板,张角为60°时壁板位移最小.     

火箭橇水刹车戽斗入水运动的阻力预测

火箭橇水刹车戽斗作为火箭橇高速试验的减速装置,附加质量较大,运行速度快,在利用水的冲击作用减速时,承受很大的载荷。为了确保火箭橇水刹车戽斗的安全,同时达到预期的减速效果,对火箭橇水刹车戽斗的运动情况进行数值仿真分析。借助Abaqus中的流固耦合技术,通过CEL方法对火箭橇水刹车戽斗入水运动情况进行分析,得到火箭橇水刹车戽斗在多种不同运动情况下的阻力曲线,并根据流体阻力理论计算公式,拟合出该火箭橇水戽斗入水的流体阻力计算公式。利用该公式可对该火箭橇水刹车戽斗在不同速度、不同初始水位高度下所受的阻力进行预测。     

火箭级间冷分离过程后期阶段的耦合数值模拟

多级火箭二三级级间冷分离过程后期阶段的飞行遥测数据表明,在三级火箭后封头中部存在约50kW/m2的热流峰值。由于遥测数据有限,为了弄清燃气在级间流动的机理和热流产生的原因及影响,采用Chi-mera/Overset方法并结合N-S方程和刚体动力学方程,以流动和刚体动力学耦合计算的方式对多级火箭二三级级间冷分离过程的后期阶段进行了数值模拟,研究了轴对称和三级喷管有偏转两个工况的分离特性。结果表明,轴对称工况分离过程的流场存在剧烈的振荡,而三级喷管有偏转工况分离过程的流动比较平稳,对这两种流动的成因进行了分析,并讨论了这两个工况下三级后封头附近的热环境的区别。计算结果可为级间分离段的设计提供参考。     

液氢液氧火箭发动机预冷与启动过程数值模拟综述

从预冷与启动过程推进剂供应管路内低温瞬变流计算、启动过程涡轮泵动态模型、燃烧室内点火过程动态模型、发动机瞬变模型的降阶方法及发动机系统动态方程解算的数值方法等几个方面，介绍了液氢液氧发动机预冷与启动过程数值模拟研究现状，分析了存在的问题，指出了进一步开展研究的方向。     

液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法

提出了一种较为简单、灵活的用于液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法，不需要改变编写过的软件，只要建立相应的输入文件，就可以对新的发动机方案进行研究，和其它方法相比，所建立的计算模型不是以发动机部件为基本单位，而是基于数学模型中的方程。利用该方法编写了发动机静态特性仿真软件，并对一个气氧－酒精试验台作了静态特性和稳态故障仿真，结果表明，仿真软件使用灵活，计算量小，求解速度快。     

计算两相流的一种改进方法

针对两相流动中密度及颗粒浓度的变化，建立了一种考虑颗粒相体积浓度值变化的颗粒相压力修正方程及考虑可压缩性影响的流体相压力修正方程，在不可压两相流的计算方法上，发展了一种计算可压两相流的方法，以速度协变分量为求解变量，对不可压两相密相流及可压稀相两相流进行了计算，并和已有的实验数据及有关文献进行了比较，吻合性较好，表明计算方法可行。     

迭代学习方法在PID控制器参数自动调节中的应用及收敛性分析

针对PID控制器参数在具有不确定项或输出干扰项的非线性时变系统中的调节困难,提出了应用迭代学习方法整定PID控制器参数的方法,利用系统的跟踪误差信息自动整定控制器参数,通过理论分析得到此设计方法收敛的充分条件。此方法设计简单且具有普遍性,仿真结果验证了此设计方法的有效性。     

带执行机构的航空发动机控制系统设计仿真

为探讨执行机构对航空发动机控制系统设计的影响，采用多变量H∞控制器设计方法进行了某型航空发动机中间状态控制系统的设计，利用数字仿真平台进行了有无执行机构时控制系统的对比仿真。结果表明，执行机构的加入能帮助控制器对控制量能量进行约束，同时，在控制量增大的方向上，控制系统具有很大的鲁棒稳定和鲁棒性能范围。     

液体火箭发动机一种通用模块化仿真方法

为了研制一种较为通用的液体火箭发动机工作过程的仿真软件，依据模块化建模思想，建立发动机各组件的Simulink仿真模块。根据发动机系统中各组件之间的参数信号传递关系，连接各模块的相应输入输出端口即形成整个发动机系统的仿真模型。对某型发动机的起动过程进行仿真计算，结果表明这种模块化的建模仿真方法易操作，较通用。     

基于Matlab Simulink的弹道仿真方法

弹道仿真软件有助于飞航导弹武器飞行试验结果的分析与评定。为此,设计了基于Matlab Simulink的弹道仿真计算方法,建立了六自由度空间弹道数学模型,利用导弹相关的气动数据和控制参数测试了算法,实现了软件,仿真结果证明了该模型的准确性和可信度。     

航空发动机数值仿真试验台建立中几个关键技术问题的讨论

本文主要讨论航空发动机数值仿真试验台建立中几个关键技术问题 :发动机数值仿真试验台建立的目标与基本要求 ;发动机三维多功能数值仿真数学模型、精度可靠性与并行算法 ;部件与发动机数值仿真试验台集成软件包 ;发动机仿真软件平台的框架 ;发动机三维数值仿真硬件系统。只有系统解决上述六个问题才能顺利建立这一仿真试验台。     

跨声速轴流压气机流动损失分析

对跨声速多级轴流压气机的损失和落后角模型进行了改进,采用流线曲率法对非设计点进行了性能模拟。新的激波损失模型考虑了压气机工作状态从堵塞点向喘振点变化时激波系结构的变化;同时也考虑了压气机负荷对叶尖二次流动的影响。着重对跨声速轴流压气机在100%设计转速下各种损失的变化规律,以及叶片不同位置处的损失变化进行了分析,并得出了一些规律性的结论。计算得到的气动参数与实验值的比较表明:该模型能够较为准确地预测到跨声速压气机内部流动的叶型损失、激波损失、二次流损失以及展向掺混损失的变化规律。     

基于VCCT 技术的粘胶脱粘过程数值仿真研究

由于粘胶位于两层材料中间,胶粘结构的内部脱粘过程通常难以检测。本文通过制备三种粘胶

的粘胶片体试样以及U 型件试样,对粘胶在拉伸及剪切状态下的力学性能进行测试,并计算获得对应的应变

能释放率。采用VCCT 技术,预设断裂及脱粘区域,对粘胶在单拉及剪切受力状态下的开裂及脱粘过程进行数

值仿真。通过对比数值仿真与实验获得的最大应力及最大位移,验证了VCCT 技术能有效获得这三种粘胶的

断裂临界载荷,并表明这种方法能获得脱粘区域的扩展过程,为研究复杂结构的脱粘过程奠定了基础。