燃气源开槽导管出口烧蚀特性分析

针对某火箭弹控制系统燃气源在点火试验过程中出现的导管出口烧蚀现象,利用数值计算模拟气流流动参数分布, 考虑到导管管壁的非稳态传热过程, 计算出不同时刻在导管开槽出口附近管壁的温度分布, 得出与试验一致的结论     

燃气源开槽导管三维流场的数值模拟

为了解某火箭弹控制系统燃气源开槽导管内的气流流动特性,通过ＳＩＭＰＬＥ方法对其复杂流场进行了数值模拟。采用隐式时间分裂格式、幂函数方案及交错网格修正压力等方法,获得了燃烧室后部和导管内气流的速度、压力、密度和温度的三维分布,计算结果与实验现象的规律一致     

纤维泊松收缩对陶瓷基复合材料基体裂纹演化的影响

本文采用细观力学方法分析了陶瓷基复合材料在单向拉伸载荷作用下纤维泊松收缩对基体裂纹演化的影响,将库仑摩擦法则与拉梅公式相结合分析复合材料细观应力场,结合临界基体应变能准则以及界面脱粘断裂力学方法确定基体裂纹演化,讨论了界面摩擦系数、纤维泊松比、界面脱粘韧性以及纤维体积百分比等参数对界面脱粘和基体裂纹演化产生的影响,并与常界面剪应力假设下基体裂纹演化进行了对比。     

弹性地基两端铰支输流管的模态和固有频率

根据对单元体受力分析推导出了弹性地基输流管道的振动微分方程,应用分离变量法和数值方法计算了弹性地基输流管道在两端铰支情况下的模态和固有频率。研究了固有频率与管道内输送流体流速之间的关系;重点讨论了弹性地基、质量比、轴向力对固有频率与流速之间关系的影响,结果表明这些系数对于输流管道的振动特性有显著的作用。     

管道补强的弹塑性失效分析

以补强管道的水压爆破试验为基础,采用大应变弹塑性有限元分析方法对补强管道进行了强度分析,按照5%最大主应变准则和修正的ASME B13G规范,计算并比较了两种补强管道及其焊缝在出现U型缺陷和类裂纹缺陷情况下的失效应力.通过分析焊缝对接厚度对补强管道泄漏压强的影响,对管道的失效分析进行准确性验证及未知预测,为管道补强技术提供了设计依据及安全运行的保障.     

进口管道对离心压气机性能影响的数值模拟

用数值模拟研究了不同进口管道对离心压气机性能的影响.计算模型包括进口管道、离心叶轮、无叶扩压器、蜗壳和出口管道.计算结果表明, 不同的进口管道导致离心压气机的实际性能曲线明显变化.当进口管道较长和直径较小时, 其对应的压比和效率较低, 堵塞流量较小, 这是因为进口管道改变了进口处的攻角条件.如果比较压气机的折合性能, 则进口管道的影响相对较小, 但当进口管道较长以及直径较小时, 对应的折合堵塞流量仍然较小.      

输油管道失效原因浅析

随着近年来国民经济的飞速发展,油气的输送规模与日俱增。由于费用和安全性方面的优势,大部分国家和地区均采用了管道输送的办法。输油管道在运行过程中,由于穿越的路径较长,经过的地形复杂多变,并受机械损伤、自然灾害、内外腐蚀和第三方活动等因素影响,可能引起管道的局部或整体失效。输油管道由于输送介质的特殊性,一旦失效,将给国家、人民带来巨大的生命财产损失和恶劣的社会影响。因此输油管道失效原因的分析对于提高输油管道的安全性、可靠性、稳定性以及延长使用寿命起着非常重要的作用。     

均匀轴流条件下应用模态匹配法设计声衬和实验验证

应用模态匹配法针对低速风扇实验台进行了前传声(圆管)和后传声(圆环管)消声声衬的优化设计,在低速风扇实验台进行消声声衬的消声效果实验验证.实验结果表明:在5000r/min转速下,设计的两套声衬对于2阶叶片通过频率(1833.33Hz)+4模态有很好的吸声效果;第一套声衬前传声插入损失为30.4dB,后传声插入损失为20.25dB;第二套声衬前传声插入损失为21.85dB,后传声插入损失为18.85dB.使用模态匹配法可以较好地进行消声声衬的设计,减小了航空发动机消声短舱实验验证的成本.      

新型变截面同心筒发射装置及其热环境气动原理研究

为了更好地改善同心筒导弹垂直发射装置工作时导弹所面临的热环境,分析了影响筒口处燃气温度的因素和出口燃气温度降低过程中的气体动力学原理,并首次从能量守恒的角度分析了以前科研人员在降低出口燃气温度方面所做的研究工作,解释了各种降温方案的原理。还提出了一种变截面同心筒的设计方案,即将同心筒内外筒的间隙设计成收缩-扩张形状（类似于拉瓦尔喷管）,利用此变截面同心筒对气流的加速作用来提高燃气的出流速度,以达到降低高温燃气温度的目的。文中用FLUENT对设计结构进行了二维数值模拟,验证了可行性,显示出此方案可在一定程度上改善导弹工作时的热环境。     

二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究

为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04～1.25的进气道在来流马赫数Ma₀为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2.2～2.8条件下,其由稳态向失稳状态转变的过程。研究结果表明：(1)当Ma₀=2.4时,在1.04≤ICR≤1.12内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度ζ减小;1.16≤ICR≤1.25内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度增大。(2)在内收缩比为1.08的条件下,马赫数变化引起的分离激波角和分离包再附压升两个关键因素变化共同主宰着进气道亚临界稳定裕度的变化趋势。(3)总体上,根据稳定亚临界初始状态的三相点无量纲高度?_b是否大于1可将进气道的亚临界稳定裕度变化情形分为两类,当?_b<1时,ζ随着?_b的增加而减小;当?_b> 1时,ζ随着?_b的增加而增加。