双向旋转变喉面流量调节阀热应力分析

以ANSYS软件为工具,时均化N-S方程、RNGkε-湍流模型和傅里叶热传导模型为基础,建立三维面对称纯气相流动和固体热传导模型;采用流固耦合的方法,设置流场和固体区域交界面为热耦合面,分析了喷管内流场特性和喷管体与轴阀固体区域的温度、应力分布。结果表明在喷管喉部圆柱段的温度最高,调节阀的等效喉部段和等效扩张段出现了应力集中的现象,两者都随轴阀转角的增加、工作时间的延长而增大。     

压缩载荷下复合材料加筋板屈曲参数研究

基于复合材料加筋板的双胞单元模型和势能最小原理,运用解析算法给出了简支条件下复合材料纵向加筋板临界屈曲载荷方程,对影响复合材料加筋板临界屈曲栽荷的主要参数：加筋板各项异性比,筋条的弯曲刚度,筋条间距和加筋板的长度进行了研究。解析算法和有限元方法给出了不同参数对复合材料加筋板屈曲载荷的影响水平。研究结果表明：针对不同筋条间距的复合材料加筋板筋条弯曲刚度存在一个阀值,当筋条高度大于阀值时,屈曲载荷不会随筋条弯曲刚度的增加而增加;给出的临界屈曲载荷方程可以方便的计算出压缩载荷下简支加筋板的屈曲载荷。     

可压缩湍流边界层近壁区马蹄涡的演化

采用大涡模拟方法对可压缩槽道湍流进行了数值模拟.通过给定扰动波方法确定进口边界条件,很快得到了完全发展的湍流.利用动态亚格子模型、预处理技术以及高阶格式和方法,得到了精确的数值结果.计算得到的速度剖面和脉动分量与直接数值模拟的解进行了对比,验证了计算结果的可靠性.结果清楚地展示了湍流场中马蹄涡的生成和演化过程,包括对称涡腿、单侧涡腿的马蹄涡结构,以及流场中存在由亚谐波引起的拟序结构的交错现象.分析了湍流边界层近壁区可能出现的复杂的马蹄涡结构,及其涡结构形状也不严格对称的现象.     

细长旋成体大迎角俯仰振荡的数值研究

为研究俯仰振荡对细长旋成体流场与气动特性的影响,利用雷诺平均方法与大涡模拟的混合方法相结合的脱体涡模拟方法对大迎角下细长旋成体俯仰运动进行了数值模拟研究。通过对背风面分离涡的强度和位置、细长体绕流形态、截面压强系数和侧向力系数的观察和分析,发现施加小振幅、特定频率的俯仰振荡对大迎角细长旋成体背风面流场有明显的控制能力,...     

仿真技术在飞机起落架可靠性分析中的应用研究

起落架所承受的动载荷较大,造成系统工作环境复杂,出现故障较多,因此对起落架系统可靠性的研究显得迫切和重要。以三维辅助建模软件CATIA、有限元分析软件NASTRAN、多体动力学分析软件LMS Virtual．Lab和液压控制仿真软件AMESim等为工具,采用自动仿真求解策略针对某起落架典型失效模式进行仿真分析,得到仿真...     

燃烧加热器气动阀门阀后压力的模糊控制

燃烧加热器是超燃冲压发动机研究的主要试验设备。试验气体包括氢气、氧气、空气和氮气等,需要调节控制的参数为试验气体的压力、流量。根据燃烧加热器的控制需求,设计了一套以工业控制计算机为核心的实用并且兼顾可靠性要求的控制系统。采用自适应Fuzzy-P1的控制方法对试验气体压力进行压力控制,在常规PI控制器的基础上,对控制器的比例系数Kp和积分系数Ki进行在线调整,使控制器既满足响应快、超调小、稳定时间短的要求,又提高稳态控制精度,取得了较好的控制效果。     

磁悬浮反作用飞轮热设计方法与实验研究

 作为新型航天器姿态控制执行机构,磁悬浮反作用飞轮工作在高真空环境下且转子完全悬浮,使得热量不易散出,故需要对飞轮进行温度场计算并进行热优化设计。为此,提出一种有限元与热网络模型相结合的优化热设计方法:首先利用有限元法计算温度场分布;然后对不符合温度要求的部件建立热网络模型,分析影响温度的因素,提出优化措施。该方法具有计算精度高、优化速度快的特点。将该方法应用于某样机的热优化设计中,使飞轮的最高温度由121.6 ℃降到了52.7 ℃。对经热设计前后的两台磁悬浮反作用飞轮的实验研究证明了热设计的正确性,从而为磁悬浮飞轮系统的结构设计和热设计奠定了基础。     

基于神经网络的飞行器再入制导研究

论述了神经网络理论在飞行器再入制导方面的应用.在分析各方法优缺点的基础上,提出了一种基于广义同归神经网络(GRNN)模型的再入制导方法.神经网络通过一组选定的轨迹样本进行有导师训练,训练好之后作为控制指令生成器,输入为再入过程中飞行器的状态参数,输出为倾侧角控制量,迎角控制量则由迎角剖面给定.仿真结果验证了该方法在再入...     

基于时间精确自由尾迹方法的旋翼非定常 气动特性分析

 给出了一种显式修正的二阶向后差分格式(PC2B)的时间精确自由尾迹算法,用于分析旋翼非定常气动特性。由于旋翼自由尾迹控制方程具有非线性特征,求解过程中易产生数值不稳定性问题,因此本文推导了修正PC2B算法的修正方程,分析了该算法的求解精度和数值稳定性,并通过数值试验对其稳定性和计算效率加以验证及分析。基于该算法,首先对悬停和总距突增时旋翼非定常气动特性进行了计算,通过与试验结果的对比验证了模型的有效性;其次研究了总距操纵时旋翼非定常气动特性的变化规律。研究结果表明,旋翼自由尾迹几何形状的瞬态变化是造成总距操纵条件下旋翼非定常气动特性波动的主要原因。     

振荡燃烧过程的同步测量方法

振动燃烧是由非稳定燃烧放热和压力脉动互相耦合产生的系统振荡过程。振荡燃烧的研究方法之一是对自激振荡燃烧相互耦合过程进行研究,得到系统的闭环特性。另外还可以对燃烧系统施加特定的扰动以得到燃烧系统的开环特性。为了研究振荡燃烧的动态过程,需要实现不同物理量的同步测量。相同步方法能够实现压力脉动与燃烧放热率脉动的同步测量,确定二者间的周期变化关系。通过对两个不同振荡类型的实验台进行相同步测量,分析振荡燃烧过程中压力脉动与放热率脉动的相位关系,并讨论了相同步方法的误差,提出了不同实现方案。这些结果将有助于我们提高火焰测量的相同步技术的准确性。