固体火箭发动机内气粒两相流动的SPH-FVM耦合方法数值模拟

为解决现有数值模型在求解固体火箭发动机内颗粒的燃烧流动等问题时所遇到的难题,基于拟流体模型,采用光滑粒子流体动力学方法 (SPH)求解离散颗粒相,追踪颗粒运动轨迹,采用有限体积方法 (FVM)对气体连续相进行描述,捕捉流场特性,两相间通过曳力、压力梯度、热传导、体积分数等参量进行耦合,建立了两种不同坐标系下方法间的耦合框架。耦合方法模拟了喷气推进实验室(JPL)喷管中气粒两相流动过程,得到了气相和颗粒相的参数分布规律,与相关实验结果及离散颗粒模型(DPM)数值模拟结果对比,吻合较好。针对Φ315mm实验发动机工作状态和结构特点,进行了发动机燃烧室内过载条件下的气粒两相流动数值模拟,分析了纵、横加速度载荷对发动机燃烧室内粒子场和聚集带的影响,与已有的数值模拟结果基本吻合。结果表明,新方法求解发动机气粒两相流问题准确可靠,适用于发动机内更为复杂的两相流问题数值模拟。     

矿化剂氧化铝的形貌对二氧化硅基陶瓷型芯性能的影响

制备了矿化剂为氧化铝的二氧化硅基陶瓷型芯,研究了矿化剂粉体粒径、形状等形貌特征对陶瓷型芯性能的影响。结果表明:随着氧化铝粉体粒径的增大,浆料流动性逐渐降低,加入氧化铝球形粉有利于改善浆料的充型性能;加入不规则形状氧化铝粉时,随着氧化铝粉体粒径的增大,型芯的烧结收缩率减小;加入球形氧化铝粉时,其粉体形状和粒径大小对收缩率和室温抗弯强度无明显影响,但导致较大的高温变形量。     

非线性下降因子智能单粒子算法

下降因子是基本智能单粒子算法中一个非常重要的参数,控制着算法由全局搜索转向局部搜索的速度,平衡算法的全局和局部搜索性能。基本的智能单粒子算法采用定值下降因子,不能随着计算的需要实时作出调整,对算法的性能造成了一定的不利影响。在基本的智能单粒子算法基础上,通过引入最大下降因子和控制因子这两个参数,提出一种基于非线性策略下降因子智能单粒子算法,成功地使得下降因子能够根据计算的需要而实时改变。函数测试和气动优化结果表明,改进算法能在相同的计算规模下获得比基本智能单粒子算法更好的解。     

激光微粒影象的粒径判读准则

1.引言 在许多工程及科学领域中,微粒尺寸及分布的测量是很重要的。在诸类测粒方法中,摄影测粒技术尤受重视。因为摄影方法可将结果长期保存,记录信息量大,测量结果直观易于分析。当以脉冲激光照明进行摄影时,还能将高速运动的微粒“冻结”下来,完全可视作静态处理。激光摄影测粒技术有激光显微摄影和激光全息摄影,二者最后都转化为从     

基于混合优化算法的无叶片粒子分离器优化设计

将混合优化算法引入粒子分离器优化设计,减小粒子分离器流动损失并简化结构.利用四次样条曲线参数化描述粒子分离器模型,建立粒子分离器自动化仿真流程.采用优化拉丁方实验设计方法获取样本点并建立椭球径向基函数神经网络代理模型,基于该模型使用非支配排序遗传算法进行全局多目标优化,最后采用序列二次规划算法进行局部优化,得到了粗砂分离效率达到100%、细砂分离效率达到86.7%,总压损失小于0.6%、出口总压畸变较小的设计方案.      

基于FFD技术的大型运输机上翘后体气动优化设计

利用非均匀有理B样条(NURBS)基函数属性建立了任意空间的自由变形(FFD)参数化方法,进一步结合无限插值(TFI)变形网格技术、二阶振荡粒子群优化(PSO)算法以及计算流体力学(CFD)数值模拟技术,构建了通用的气动外形优化设计系统.采用该系统对C17运输机上翘后体进行气动优化设计,在满足后体最大宽度、高度以及上翘角不减小的情况下,巡航状态减阻2.6％,压差阻力减小19.8％.流态分析显示,优化后体阻力减小的主要原因是后体截面近圆度的增加以及近圆度沿机身轴线的变化量的减小使得后体周向逆压梯度减小所致.研究结果表明本文建立的基于FFD技术的气动优化设计系统对于大型运输机上翘后体的气动优化设计具有较好的实用性.     

改进的多目标粒子群算法综合激励受限的共形阵

针对激励限制下的共形阵功率方向图综合问题,提出一种改进的多目标粒子群优化(IMOPSO)算法.将共形阵列在激励限制条件下的综合命题,转化为激励优化和功率方向图赋形的多目标优化命题.IMOPSO算法通过引入多子群寻优、粒子聚焦距离优选、非支配解集修剪以及新生粒子微扰复制等机制,显著提高了传统多目标粒子群优化(MOPSO)算法所构建Pareto解集的优越性和散布性.IMOPSO算法成功用于12元微带柱面共形阵非赤道面的方向图综合,获得了不同约束条件下最优余割平方波束方向图综合结果集合,综合过程考虑了各阵元的互耦作用,为规划共形相控阵的激励限制提供了极有价值的参考.     

基于等离子体激励的飞翼布局飞行器气动力矩控制

以飞翼布局飞行器所面临的飞行控制问题为背景,采用气动力测量技术和粒子图像测速(PIV)技术,在来流风速为8.2 m/s时,研究了介质阻挡放电等离子体激励器对飞翼布局飞行器气动力矩的作用.研究结果表明:在飞行器不同位置布置不同的激励器,可以实现对飞行器滚转、偏航及俯仰力矩的控制;改变激励电压,实现了对气动力矩的比例控制;通过与常规舵面的舵效进行比较,采用等离子体激励器获得的气动力矩控制,可以达到常规舵面一定偏转角度的控制效果.流场测量结果表明:等离子体激励器对飞翼布局飞行器气动力矩的控制,主要是通过控制流动分离和前缘涡破碎点位置的变化来实现的.因此,可以考虑应用等离子体流动控制技术来增强传统的舵面控制,并在提高控制效率的基础上,使其成为一种新型的飞行控制方式.     

固体火箭发动机点火药颗粒点火过程流固耦合特性研究

为了研究点火药颗粒点火瞬态过程中流动与燃烧特性及点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响,以N-S方程、k-ε湍流模型为基础,采用颗粒轨道模型建立点火药颗粒点火模型,结合流固耦合方法分析点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响.通过与相关试验结果对比证明计算模型可靠,然后对固体火箭发动机点火药颗粒点火过程进行仿真计算,计算结果...     

鸭翼布局中双立尾对全机气动及流场特性影响

在战斗机先进气动布局研究中,双立尾位置的选择始终是一个十分重要的问题.不适当的双立尾位置会给飞机纵横向气动特性带来严重的影响.对一种鸭翼布局的飞机模型,按3种不同的双立尾配置进行了气动力测量、流态显示,然后用PIV(Particle Image Velocimetry)进行了不同迎角下的流场测量.结果表明:双立尾处于飞机内侧后置内移位置其最大升力系数具有最大值.破裂过程及流场特性同无双立尾时的情况十分相似,进而说明双立尾同机翼涡的干扰主要是促进了涡的提早破裂,从而恶化了全机气动特性.