不同壁温及差分格式下超燃冲压发动机的仿真

针对圆截面超燃冲压发动机相关实验进行数值仿真,采用了不同的壁面温度条件和差分格式,并探究其对仿真结果的影响规律。结果表明采用常用的绝热壁面边界条件会导致激波边界层交互位置处的回流区变大,进而导致流道收缩,壁面压力升高。采用高精度格式不仅不能更为精确地计算回流区的大小,反而会使回流区面积变得更大。通过改变壁面边界条件,采用300 K的等温壁面,可以使激波边界层交互位置处的回流区变得极小,使仿真结果与实验结果十分吻合。计算结果表明,针对当前构型与实验条件,盲目提高数值格式的精度并不一定会得到更好的结果,相反可能会使仿真与实验更加偏离,而适当修改壁面温度条件,即使数值格式精度较低,仍然可以得到很好的仿真结果。最后,针对与实验结果吻合的仿真结果,分析了圆截面超燃冲压发动机的流场特性,重点研究了凹腔剪切层及其质量交换特性。     

JMP超高效率消防泵专用三相异步电动机的研发

JMP超高效率消防泵专用三相异步电动机是河南豫通电机股份公司与新乡市电机系统节能工程技术研究中心共同进行研究、设计、开发的新型节能专用电动机产品。其能效水平达到IE4能效等级。目前,产品开发已经完成,通过国外第三方能效检测机构的检测,取得了产品能效检测报告及出口许可的标识,并且已经批量出口到国外,得到国外客户的认可。介绍了该电动机的设计思路和样机检测结果。     

吹吸扰动控制猝发过程中雷诺应力的实验

采用热线测速技术和双丝边界层热线探针,在风洞中以高于对应最小湍流时间尺度的分辨率,精细测量了平板湍流边界层施加不同频率周期性质量引射前后,不同流向和法向位置的瞬时流向、法向和展向速度分量的时间序列信号.采用流向脉动速度局部平均结构函数模极大值法检测了壁湍流猝发过程中拟序结构不同速度分量和雷诺应力分量的条件相位平均波形.发现在扰动源下游一定范围内,摩擦因数和雷诺应力幅值有所减小,扰动改变了法向或展向脉动速度与流向脉动速度的条件相位平均波形的相位差,使其保持在π/2的奇数倍左右,此时雷诺应力几乎为0,改变了湍流边界层原有雷诺应力的产生和扩散输运机制,抑制了湍流雷诺应力的产生和输运.      

无通风直升机动力舱火灾温度场数值模拟

采用大涡模拟(LES)技术,针对某型直升机动力舱建立了火灾模型,选择油池火灾作为研究对象,并对火灾场景进行了设计.利用数值模拟的方法研究了不同位置火源动力舱的火灾场,分析了火源位置对火灾热释放速率、速度场和温度场的影响.结果表明:无通风条件下,火源位置的改变影响动力舱火灾的蔓延,并且当火源位于动力舱底部距前防火墙1/4处时,火灾强度较大,对舱内部件的破坏较为严重.因此,在防火设计中应重点对该部位火灾区域进行防范.研究结果可为动力舱灭火系统设计提供参考.      

舰艇火灾危险性评估研究

文章简要介绍了国内外对舰艇火灾的认识情况及对舰艇火灾危险性评估的研究进展。针对目前工程上多借助建筑火灾模型研究舰艇火灾的特点,文章也尝试借鉴了一种建筑火灾阶段危险性评估模型,对某舰会议室进行了火灾危险性评估。最后在评估结果的基础上对该舰会议室的消防设施和消防安全管理工作提出了整改意见。     

基于角位移的火控系统旋转变压器改进性设计

通过对旋转变压器角位移测量原理分析,提出了基于粗精通道的改进性方案,利用多模块组合设计,研制出一种新型的角位移测量系统和相应的测量算法。试验表明,改进后的组合测量系统最大误差可控制在±0.01°以内,有效地提高了火控系统角位移测量精度。     

运用区域法模型计算燃烧室内一维辐射换热

采用一种机理严密,精度高的区域法辐射换热模型用于燃烧室壁温计算.采用Lefebvre模型和区域法模型计算了一个圆筒型不冷却火焰筒结构的换热;对比分析了两种方法计算的壁面辐射热流密度和壁面温度分布情况.结果表明,使用Lefebvre模型计算时,由于将燃气按一维划分为定向辐射,在燃烧室前后壁面辐射热流密度较小,存在一定不足;而使用区域法模型计算时,辐射热流密度分布更趋合理.      

航空发动机钛火防护技术及试验验证方法

钛合金在航空发动机上应用广泛,特别是对于追求高推重比的军用发动机更是如此。但采用钛合金存在钛火风险,且钛火故障危害大、发生频率高。分析了钛火故障产生的原因,描述了故障导致的后果,并结合发动机上典型钛火故障,总结了4种较为有效的钛火防护设计技术。阐述了钛火防护技术的试验验证方法和目的,指出只有通过试验验证,才能确认钛火防护技术的安全有效。     

基于欧拉方程的高超声速飞行器的壁面流线生成计算

提出了一种新的利用表面流函数法计算高超声速飞行器表面流线分布的方法.首先提出了表面流函数的概念,并通过理论推导,得到了表面流函数与表面流线的关系;然后运用结构化网格求解三维Eu-ler方程,计算得到高超声速钝头体的边界层外缘外部无粘流场气流参数;最后利用无粘流场气流参数和表面流函数的方法计算了高超声速飞行器的精确表面流线分布.结果表明,在无攻角和攻角小于20°的情况下均可以得到较好的壁面流线分布.高精度的表面流线的得到,为利用边界层内粘性主导区域的积分方程等方法进一步精确预测高超声速飞行器表面的气动加热奠定了基础.      

战斗机机动平面控制研究

研究空战过程中攻防双方的机动平面控制问题。首先介绍了机动平面的控制目标是使得机动平面与瞄准平面重合或反向重合,然后推导了机动平面与瞄准平面的夹角,进而得到机动平面与瞄准平面重合的充要条件,给出了保证机动平面与瞄准平面重合、反向重合的控制指令,最后进行了数值仿真。仿真结果表明,所得控制指令能够实现对机动平面快速准确的控制。