引入压力梯度的针对角区分离流动的Spalart-Allmaras模型的改进

针对Spalart-Allmaras（S-A）模型在角区分离计算中的问题,将无量纲的压力梯度引入其涡黏性输运方程的生成项,得到了改进的S-A模型.通过对两套含角区分离的低速压气机叶栅进行验证计算发现:与实验结果相比,原始S-A模型所得的分离区偏大,分离区内壁面压力偏低;而改进模型得到了与实验一致的分离区尺寸以及吸力面、压力面压力系数分布等结果.针对S-A模型涡黏性生成项和耗散项的分析表明:引入的无量纲压力梯度有效的识别了角区分离,在分离区内改变了涡黏性的生成、耗散关系,增大了涡黏性,从而缩小了计算所得分离区,同时在主流区保留了原始S-A模型的计算结果,进而带来了良好的改进效果.      

基于阶跃响应的飞行器单独静、动导数数值求解方法

基于阶跃响应方法,结合刚性动网格技术,对飞行器的单独静、动导数的精细化数值计算进行了研究.以纵向为例,通过给物面施加恒定附加攻角,求解得到阶跃响应运动过程的非定常气动力,求导得到静导数.同样给物面施加恒定的俯仰角速度,并同时强迫物面平动以抵消俯仰转动产生的附加攻角影响,可由非定常气动力求导得到动导数值.分别利用NACA0012翼型和三维SACCON飞翼无人机进行了计算验证,各攻角下的静、动导数值与文献、试验结果吻合得很好,最大误差不超过5%.结论表明:基于阶跃响应的单独静、动导数直接模拟方法计算耗时仅为传统强迫振动方法的21%,效率相对较高,且可推广到横航向的动导数计算,为飞行器的稳定性研究提供参考.      

激波矢量控制喷管落压比影响矢量性能及分离区控制数值模拟

激波矢量控制喷管矢量角随落压比(NPR)的增大而下降的现象已被许多研究所证实.对NPR影响矢量角机理及基于多缝腔体和多缝辅助注气方法的分离区控制研究,目标是寻求大NPR条件下矢量性能提高的方法.研究表明:NPR影响矢量角的机理主要由于次流下游近壁面分离区由小NPR时的开放型变为大NPR时的封闭型,从而导致由于壁面压差力产生的矢量力减小所致.多缝辅助注气方法可以有效控制分离区在大NPR时保持开放,注气压力为环境压力时可以在不从系统额外引气的条件下提高矢量性能.      

2.5维机织复杂结构件的静强度

采用宏细观结合方法,针对经纱和纬纱等材料组分可能发生的多种失效模式,分别建立了基于改进的Hashin准则的系统性的材料失效准则及不同失效模式下的刚度退化模型.引入逐渐损伤的思想,建立了2.5维机织复杂结构件静强度系统性分析方法.模拟并分析了材料经向拉伸和纬向拉伸的应力-应变曲线,与实验得到的材料应力-应变曲线相比,相同应变下应力误差不超过6.5%,具有较好的重合度;对2.5维机织压气机静子连接结构模拟件开展了逐渐损伤模拟,结果表明:结构损伤主要集中在叶根倒角附近,其中吸力面叶根处的基体压缩失效形式会引起结构大幅变形,是结构破坏的主要原因.      

An equivalent ground thermal test method for single-phase fluid loop space radiator

Thermal vacuum test is widely used for the ground validation of spacecraft thermal control system. However, the conduction and convection can be simulated in normal ground pressure environment completely. By the employment of pumped fluid loops’ thermal control technology on spacecraft, conduction and convection become the main heat transfer behavior between radiator and inside cabin. As long as the heat transfer behavior between radiator and outer space can be equivalently simulated in normal pressure, the thermal vacuum test can be substituted by the normal ground pressure thermal test. In this paper, an equivalent normal pressure thermal test method for the spacecraft single-phase fluid loop radiator is proposed. The heat radiation between radiator and outer space has been equivalently simulated by combination of a group of refrigerators and thermal electrical cooler(TEC) array. By adjusting the heat rejection of each device, the relationship between heat flux and surface temperature of the radiator can be maintained. To verify this method,a validating system has been built up and the experiments have been carried out. The results indicate that the proposed equivalent ground thermal test method can simulate the heat rejection performance of radiator correctly and the temperature error between in-orbit theory value and experiment result of the radiator is less than 0.5 C, except for the equipment startup period. This provides a potential method for the thermal test of space systems especially for extra-large spacecraft which employs single-phase fluid loop radiator as thermal control approach.     

内冷通道横流条件下气膜冷却特性

为了研究内冷通道横流条件下气膜冷却的流动和换热特性,采用窄带瞬态液晶测量技术获得了内冷通道横流条件下吹风比分别为0.5,1,2时气膜孔下游冷却效率和表面传热系数云图,并通过数值模拟得到了气膜孔内及下游区域流场的详细信息.结果表明:内冷通道横流对气膜孔下游冷却效率和表面传热系数分布有重要的影响.横流增强了气膜孔射流的展向分布能力,增强了高吹风比时气膜冷却效果.另外,气膜孔下游涡的分布出现明显的不对称性,涡的结构更加复杂.      

光纤环及其骨架材料膨胀系数测量方法研究与实现

介绍了一种光纤环及其骨架膨胀系数的简易测量方法,并组建了测量系统。利用铝材和不锈钢,对系统的可行性进行了验证,同时用该系统测量了光纤环及不同骨架的膨胀系数,并对实验数据进行了分析研究,实验结果表明：该系统能够为找出与光纤环相匹配的骨架材料提供技术支撑,具有一定的实用和推广应用价值。     

基于退化模型的失效机理一致性检验方法

有效的加速试验必须保证产品的失效机理不变。针对加速退化试验(ADT)可靠性建模的特点,提出了一种基于退化模型的失效机理一致性检验方法。以基于随机过程和基于退化轨迹拟合的退化模型为例,通过加速系数的2种等效定义分别建立了模型参数与失效机理不变的内在联系,进一步推导出其参数在不同应力下须满足的关系。在合理假定检验样本服从正态分布的基础上,利用t统计量对样本的一致性进行检验。通过2个ADT实例验证了所提检验方法的合理性与可行性。     

某3级风扇试验流场诊断及性能优化

压气机试验是检验压气机设计是否达标的重要过程,并可在原设计基础上进行优化来发掘设计的潜能。利用级间总压和壁面静压在某3级风扇第1阶段试验对级间流场进行了详细测量和级性能诊断,提出了静叶角度优化方案;通过第2阶段试验,得出了角度优化后使设计转速喘振裕度提高了7.5个百分点,达到了设计指标的结论。流场诊断技术在压气机试验中起到了关键作用。结果表明:壁面静压结合级间径向总压测量方法基本能够满足在压气机试验中性能优化的需要。     

超声速串列静叶积叠优化分析

在进口超声速、气流转折角大的高负荷条件下,静叶通道中激波强度高,激波、附面层干扰引起的损失大,且静叶中三维流动引起的径向载荷分布不均匀,易产生角区分离。叶片积叠优化是提高风扇性能的一项有效技术。采用数值模拟的方式研究了不同积叠形式对优化串列静叶沿展向激波结构,改善叶排间流动匹配的作用。三维流动对比分析可以得出:高负荷串列静叶采用正弓形积叠,叶片展向载荷分布合理,静叶端壁角区分离损失减小,前后叶片排流动匹配较好,风扇性能进一步提高。