磁流体管流准一维模型的数值验证与性能分析

为了快速分析磁流体管流,采用涡轮喷气发动机模型对磁流体管流进行类比分析,引入变截面管流理论和修改过的多变效率表达式,推导了磁流体发电器和加速器的准一维模型,采用二维数值方法验证了准一维模型的可行性,利用该准一维模型对磁流体管流进行了性能分析,结果表明,多变效率的引入使准一维模型更加完整,当负载系数不变时,磁流体装置中的平均马赫数越低,其等熵效率越高。     

高燃温喉栓式变推力固体火箭发动机试验

为研究高燃温推进剂下喉栓式固体火箭发动机推力控制,设计同轴式变推力固体火箭发动机试验系统,以混合式直线步进电机作为喉栓驱动系统,采用组合动密封方式,利用高燃温高压强指数推进剂进行点火试验,实现了燃烧室压强从12.1～2MPa的调节。试验结果发现喉栓头部烧蚀严重,对压强调节影响较大,针对喉栓烧蚀问题提出了减轻烧蚀思路,通过闭环控制方式控制喉栓运动,增加喉栓直径以及合理选择推进剂等可降低喉栓烧蚀,提高压强控制精度。     

基于RANS-LES混合方法的翼型大迎角非定常分离流动研究

使用雷诺平均Navier-Stokes方程-大涡模拟（RANS-LES）混合方法中的延迟分离涡模拟（DDES）方法,模拟了NACA 0015翼型在大迎角下的静态绕流和强迫振荡运动并与实验值进行了比较。在大迎角静态翼型大分离流动模拟中,DDES方法捕获了非定常RANS计算未能获得的机翼背风面的涡脱落现象。在所采用的RANS和DDES模型中,基于剪切应力输运（SST）湍流模型的SST-DDES混合方法给出的时均压力系数分布与实验吻合得最好。在大迎角强迫振荡翼型绕流模拟中,DDES方法得到的非定常气动载荷与实验值吻合得很好,正确地反映了最大迎角处阻力和俯仰力矩的阶跃性突变,而非定常RANS计算则给出了完全错误的趋势。     

热水火箭发动机喷管性能的影响因素

为了更好地了解影响热水火箭发动机喷管性能的因素,分别对不同参数条件下喷管内流场进行数值模拟.重点研究不同初始条件如不同初始压力、初始气体体积分数及过冷度和不同喷管结构如不同扩张比、收敛半角及扩张半角对推力的影响规律,计算结果表明:初始压力越大,推力越大;随着初始气体体积分数增大,推力会有一个先增大后减小的过程;热水火箭发动机内部初始温度越接近于饱和温度,推力越大;随着扩张比的增加,推力会有一个先增大后减小的过程;收敛半角对推力影响不大;扩张半角越大,推力越小.      

合成气组分及雷诺数对火焰结构影响的实验研究

利用非接触的激光PLIF技术测量了在湍流贫燃预混燃烧中的OH自由基分布。以典型煤制合成气真实组分为基础进行工况设计,分为H2含量变化、CO/(CO+CH4)相对比例变化、雷诺数变化和中低热值对比4部分进行实验。通过OH-PLIF信号分析,探讨了H2含量、CO/(CO+CH4)相对比例和雷诺数对燃烧的影响。实验结果表明,雷诺数、H2含量和CO/(CO+CH4)相对比例的变化对合成气燃烧过程都有显著的影响。其中雷诺数的增大和H2含量的增加都加强了OH-PLIF信号强度,即有利于火焰中OH自由基的生成。而CO/(CO+CH4)相对比例的上升,因同时减少了CH4含量,导致OH自由基浓度下降。H2含量的升高和CO/(CO+CH4)相对比例的上升(转折点前)对于火焰行程都有缩短的作用,强化了燃烧。转折点之后CO/(CO+CH4)相对比例的继续上升不利于燃烧。后文对裂解气火焰瞬时图像和火焰面密度的分析印证了上述规律。     

台阶和凹腔在固体燃料超燃冲压发动机内自点火性能对比

数值研究了PMMA在固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的非稳态自点火过程及带台阶或凹腔的燃烧室构型对自点火的影响。数值模型基于求解非定常二维轴对称RANS方程,采用SST k-ε湍流模型,采用有限速率/涡耗散燃烧模型,装药和内流场的耦合传热采用一维导热方程。结果表明,台阶和凹腔火焰稳定器都能实现自点火。带台阶和凹腔的不同燃烧室内自点火过程一致;与采用突扩台阶火焰稳定器相比,凹腔火焰稳定器能够满足更宽的进气条件下的自点火;加入适当长度的凹腔,既可改善点火性能,又可增强总体性能。建议采用凹腔来实现SFSCRJ的自点火。     

深海中的“航天员”——我国第二批深海载人潜水器潜航员学员专访

“可上九天揽月,可下五洋捉鳖”,航天梦和海洋梦都是中国梦不可分割的重要组成部分。航天员飞往太空,绽放了飞天梦的光辉,潜航员遨游海底,开启了探索深海奥秘的大门。航天员和潜航员都要面对极富挑战性的工作环境,这也成了我国载人航天事业与深潜事业牵手的纽带。     

非对称转捩对横向偏离稳定的影响

为研究非对称转捩对横向偏离稳定的影响,采用指定位置的强制转捩方法,对典型升力体外形进行非对称转捩的的数值模拟,包含全层流、全湍流及斜线转捩情况的计算与分析,得到非对称转捩对横向偏离稳定性影响的结论。结果表明：极端转捩会使飞行器航向稳定性变差,斜线转捩甚至会使飞行器航向稳定性的极性发生改变。     

基于ProCAST的高Nb-TiAl合金叶轮熔模铸造

通过铸造模拟软件ProCAST实现高Nb-TiAl合金叶轮熔模铸造充型凝固过程的模拟仿真,研究浇注充型工艺对合金熔体充型、缩孔缩松等充型凝固特性的影响,优化相应工艺;进行浇注实验与铸件的无损检测分析,并进行铸件的解剖分析验证缩孔缩松分布;使用附注试棒研究叶轮在室温和高温下的力学性能。结果表明:ProCAST软件对高Nb-TiAl铸件缩孔缩松预测较为准确,通过模拟仿真预测结果优化了工艺方案从而避免了铸件中大尺寸缩孔缩松的形成,在最终的铸件中只存在尺寸小于22μm的显微缩孔;所有铸件均实现完整充型,铸件室温抗拉强度约580 MPa,850℃高温抗拉强度约450 MPa。     

反变形弯管压塊型面的设计探讨

管子在弯曲过程中,由于径向压应力的作用,使管子横截面产生椭圆度。为了减小椭圆度,在弯曲之前,给管子外侧半圆周(受拉伸力的一侧)预加一个压力,使管子产生一定的预变形量,以便部分或大部分抵消随后弯曲引起的变形量,保持弯曲后的管子的横截面仍为圆或近似于圆,如图1所示。