拉压不同模量有限元法的收敛性分析

针对力学研究中的不同模量有限元法的收敛性问题,从理论上论述了不同模量问题的剪切弹性模量对数值计算收敛性的影响,提出了一种不仅同主应力符号而且同主应力大小有关的剪切弹性模量的确定方法.在此基础上提出了加速收敛因子η,运用η参与运算,使各种不同模量问题有限元计算的收敛速度加快.     

基于图像处理的高频脉动撞击雾化特性研究

为研究高频脉动下撞击式喷嘴的雾化特性,采用水力扰动装置产生喷前压力扰动,由高速摄影对动态的喷雾场进行背光拍摄,采用普通长焦距镜头拍摄宏观的喷雾场,采用微距镜头拍摄微观的喷雾场。为解决高频脉动喷雾场瞬态液滴粒径测量困难的问题,基于图像处理建立了雾场瞬态液滴粒径捕捉测量方法,获得了高频脉动喷雾场局部区域的Sauter平均直径（SMD）随时间的变化规律。从宏观来看,自然喷雾场的液滴空间分布比较均匀,而高频脉动喷雾场则出现了稠密区与稀疏区交替分布的现象。宏观雾场灰度值较小的区域对应稠密喷雾区,从微观来看,该区域的液滴行为更加复杂,发生了液滴碰撞融合、二次破碎等一系列复杂物理过程。雾场空间出现复杂的液滴行为,导致液滴的粒径分布与空间分布发生改变,对燃烧释热产生重要影响。自然喷雾场的SMD随时间的变化表现出白噪声特性,高频脉动喷雾场的SMD随时间的变化表现出周期性特征,并且周期性变化的频率与施加的强迫扰动频率一致。     

固体推进剂药柱松弛模量随机粘弹性有限元分析

为了研究性能参数的分布对药柱结构完整性的影响，以不可压缩粘弹增量有限元和摄动法为基础，采用局部平均方法对随机场进行离散，发展了一种松弛模量随机粘弹有限元方法，讨论了模量的随机性对结构分析的影响。对药柱进行随机模拟，程序实施简单，计算效率和精度较高。     

节流水平对气液针栓喷注单元雾化特性的影响

为了分析气液针栓喷注单元雾化特性和雾化机制,采用背光成像技术和相位多普勒（PDA）系统进行试验研究,获得了雾化模式、体积流量分布、索泰尔平均直径（SMD）分布和速度场随节流水平的变化规律。结果表明：气液针栓喷注单元雾场形态为扇形雾场,雾化模式为剪切破碎。体积流量沿径向呈单峰形分布,随着节流水平降低,雾场外缘向中心收缩。SMD沿径向呈现递增规律,雾化最好的区域分布在雾场中心和两侧。SMD随节流水平增加而增大。当动量比不变时,节流水平对SMD的分布范围影响很小。针栓头部下方的中心回流区轴向尺寸随着节流水平降低而减小。     

高超声速进气道隔离段反压的前传模式及最大工作反压

对均匀来流和有斜波入射(非均匀)情况下隔离段内流动进行了数值分析,发现反压增加首先在隔离段出口形成激波串,出口压力不断增加,而隔离段内流动没有变化;进一步增加反压,直到隔离段出口附面层开始分离时,激波串开始往隔离段内移动,壁面压力自激波串第一道激波位置开始逐渐增加;反压继续增加,激波串在隔离段内不断地向前移动。分析了隔离段内激波串的流动特征,发现激波串是由系列“斜激波 附面层分离 加速降压”流动组合而成,激波串后的流动为掺混流动(掺混区)。提出了最大工作反压的概念,当反压等于最大工作反压时,激波串位于隔离段出口,波后附面层开始分离,反压的任何增加,激波串就会往隔离段内移动;当反压小于或等于最大工作反压时,隔离段出口为超声速流动。研究还发现最大工作反压比由零反压时隔离段出口平均马赫数唯一确定,马赫数越大,最大工作反压比越大。最大工作反压比数值可用D.E.Nestler的拟合式来计算。     

二元高马赫数进气道的起动特性数值研究

采用数值模拟方法,研究了不同内收缩比二元高马赫数进气道的起动特性。研究发现:内收缩比影响进气道的加速起动特性,内收缩比越大,加速自起动马赫数越大,加速过程中,大内收缩比性能参数只有1次阶跃,而小内收缩比构型性能参数存在2次阶跃;相同来流条件下,隔离段出口反压对具有不同加速自起动能力的进气道影响不同,来流马赫数高于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后可以再起动,来流马赫数低于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后无法再起动,且抗反压能力严重下降。不起动状态下的进气道对出口反压十分敏感,给定出口反压边界条件的模拟方法很难获得稳定的不起动流场。     

平衡气体对乘波体气动力特性影响

通过计算流体动力学(CFD)方法研究了乘波体在平衡气体条件下的气动力性能,并与完全气体条件下的计算结果进行了对比,分析结果表明:平衡气体对乘波体气动性能的影响是由边界层内的化学反应降低了边界层诱导压力而产生的.相对于攻角的影响,平衡气体效应对乘波体升阻比及俯仰力矩的影响并不大,但对压心位置有一定影响;并且平衡气体效应对乘波体气动特性的影响规律有别于其对再入轨道器气动特性的影响规律.研究结果对高空滑翔乘波体飞行器的设计有一定的参考价值.      

典型舰艇空气尾流特性分析

舰艇空气尾流环境是影响舰载航空装备飞行安全的重要因素。借助CFD技术研究了舰艇空气尾流场内气流的运动规律、甲板上方涡流结构。应用激光片光显示系统对舰艇缩比模型的流态进行了风洞实验,并用流场实测数据对理论计算结果进行了校验。研究结果有助于指导舰艇外形优化设计和舰载航空装备的安全性分析。     

卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压过程和水击过程

本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。     

定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证

 针对一种Ma4一级定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究,并和风洞实验结果进行对照,验证了本文所采用计算方法的可靠性。利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布并对Ma4下稳定亚临界状态进行了分析。研究结果表明：（1）超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾激波系向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高;（2）攻角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大,结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大,背风侧的承受反压能力下降,总压恢复系数随着下降;（3）随着来流马赫数的增加,激波损失加大,总压恢复系数随之下降,同时由于激波角变小,激波也越靠近外唇罩,溢流减小,流量系数增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;（4）通道内的静压分布曲线清晰的反映了内通道沿程激波系情况;（5）在大于贴口Ma数工作时,结尾激波系被推出唇口的情况下,由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道从而存在稳定的亚临界状态。