金属波纹管内液氧流动的涡脱落特性仿真

针对液氧在液体火箭发动机波纹管内的非定常流动,建立了二维数学模型,采用大涡模拟方法模拟了波纹管褶合处周期性的涡脱落现象。基于控制变量法,分析了液氧流动速度、波纹管几何参数对涡脱落频率的影响。结果表明:波纹管涡脱落运动的频率与液氧流动速度近似成正比,与波纹管褶合的特征长度近似成反比。在此基础上,归纳出了计算波纹管涡脱落频率的经验式。     

圆柱绕流尾迹流态特征和涡的演化过程分析

低雷诺数圆柱绕流中存在着复杂的流动过程,比如,尾迹中涡的发展显然不是理想的轴对称卷绕和扩散的过程.针对上述问题,用场观点和拉各朗日观点分别分析了固定时刻的流场特征和不同时刻的流动过程.首先通过等压线和相对流线的叠加,分析了相邻涡间通道内的流动.其次从涡结构的角度解释了尾迹中流体速度随时间的变化规律,并利用流体在不同时刻受不同流动结构控制的观点解释了染色线多次折回中粒子间的显著间断现象.最后对绕圆柱附近的流动进行了分区界定,分析了其中部分流体的变形情况和运动过程.     

基于Cubesat平台的874 GHz冰云探测仪设计

冰云探测对气候预测有重要价值,但因冰云粒子的影响,传统气象观测方法很难有效观测气候。太赫兹波的信号带宽较宽、波束较窄,在冰云探测上比使用微波毫米波更具优势。太赫兹冰云探测仪作为被动接收设备,具有体积小、功耗小的特点,与成本低、研发周期短、可以实现组网观测的Cubesat卫星平台有较高的契合度。以冰云探测为背景,分析太赫兹冰云探测仪系统指标,设计874GHz接收机系统的链路。在确保接收机系统性能的同时注重简化链路,减少体积功耗,以适应Cubesat平台,并结合工程经验在链路设计时采取预留增益余量、加入隔离器增强匹配等措施保证工程上的可实现性。最后对接收机链路进行ADS仿真,仿真结果能够满足冰云探测仪对接收机指标的需求。     

月球表面水冰的探测和意义

综述了月表水冰的发现,探测技术,水资源的存在形式、分布、资源量,月表水的运移和利用前景.已有的探测表明,月球上的水资源主要分布在两极的永久阴影区内,储量约为66亿吨.月表水冰主要分布于两极永久阴影区中的原因,是月球上的水可以通过弹道式跳跃逐步迁移到温度低的地区所致.本文认为月球上是否存在水对于人类进行月球基地的建设没有根本性的影响,而利用月球玄武岩中钛铁矿的反应来获取水,是更为简便和经济的方法.     

临界冰形确定方法及其对气动特性影响研究

临界冰形是指在适航规章结冰包线内,每个可用飞行构型下,对飞机操纵性和稳定性影响最严重的冰形,临界冰形分析是飞机适航取证中的重要工作。对临界冰形确定方法,及临界冰形对气动特性的影响进行了研究。发展了基于 CFD 方法计算临界冰形的一般方法,包括临界冰形分析状态、敏感性分析截面确定、结冰参数敏感性分析、临界结冰条件确定、临界冰形确定等。流场计算采用中航工业空气动力研究院气动力计算平台(UNSMB),基于 Jameson 中心格式的有限体积法求解 N-S 方程;水滴撞击特性计算采用 Eulerian 方法求解水滴轨迹运动方程;结冰计算采用经典的 Messinger 热力学模型。选取 CRM 飞机为研究对象,以机翼外翼50%展长处为敏感性分析截面,在典型飞行条件下,分析了结冰对环境温度、水滴直径、飞行速度、飞行迎角等参数的敏感性。利用“几何外形敏感性分析方法”,即通过对比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形几何参数来确定最严重冰形,得到了CRM 飞机的临界结冰条件和临界冰形,其中敏感性分析截面在水滴直径为30μm 时上冰角厚度和下冰角厚度最大,冰角最大厚度约41 mm。计算了结冰后的气动性能衰减规律,临界冰形对飞机气动性能影响严重,导致升力降低6.7%~23.8%,阻力增加17%~70.9%。发展了45min 待机临界冰形确定方法,基于几何外形敏感性分析方法进行环境温度、水滴直径、飞行条件等各类参数的结冰敏感性分析,得到飞机的临界结冰条件和临界冰形,对于民用飞机设计和适航取证具有一定的工程应用价值。     

冰雪条件下机场跑道摩擦系数建模与仿真研究

机场跑道摩擦系数是评价机场跑道道面质量的重要参数。在考虑冬季跑道道面压实雪厚度和摩擦热形成的润滑水膜作用下建立了冰雪道面半融状态摩擦系数计算模型。使用Matlab数值仿真软件对所建模型进行了仿真。数值仿真结果表明,摩擦系数模型建模合理,摩擦系数计算数据与实测数据比较吻合。对摩擦系数的测试实践有一定的理论指导意义。     

直升机旋翼积冰的数值模拟

为研究直升机旋翼桨叶积冰问题,通过对积冰形成机理和直升机飞行原理的分析,建立了基于CFD(Computational Fluid Dynamics)技术的直升机旋翼桨叶结冰预测的理论模型;采用欧拉法求解水滴控制方程,在经典Messinger模型的基础上提出了积冰表面质能平衡的改进模型;以UH-60型直升机和CH-47型直升机为样机,具体分析了积冰条件下直升机桨叶冰形预测的方法,为进一步研究直升机结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础,对提高直升机飞行安全性具有积极意义.     

ARJ21-700飞机冰脱落数值模拟

ARJ21-700飞机采用尾吊式发动机布局,特定条件下自表面脱落的冰块对发动机构成安全威胁.为研究冰块形状、姿态及脱落位置对进入发动机的概率的影响,本文应用课题组自主研发的流体计算软件MBNS3D,求得ARJ21-700飞机定常流场,建立不同冰型的气动力数据库;通过对脱落冰块求解六自由度方程,得到冰块自飞机头部和机翼上表面脱落的运动轨迹.研究发现,该方法可以准确、快速进行大量轨迹计算,通过对冰块运动轨迹进行分析,总结冰块被吸入发动机的规律,为ARJ21-700飞机适航提供依据.     

采用欧拉两相流法对翼型表面霜冰的数值模拟

基于欧拉两相流理论提出一种翼型表面霜冰的数值模拟方法.采用同位网格上的SIMPLE (Semi-Implicit Method for Pressure Linked Equations) 算法求解空气控制方程;提出一种可穿透型壁面边界模拟水滴对翼型表面的撞击,通过求解过冷水滴的控制方程得到翼型表面的水滴收集特性;利用冰层时间推进法模拟积冰过程,使用积冰法向生长假设生成积冰外形.对NACA 0012翼型在0°和4°迎角下的积冰情况进行了研究,冰形预测结果与实验结果一致.通过对结冰翼面的压力分布进行分析,表明积冰对翼型气动性能会产生不利影响.     

内融冰盘管动态蓄冰特性数值模拟与实验研究

采用焓法建立了管外结冰过程的二维动态数学模型,数值模拟了冰层沿换热管径向及长度方向的动态生长规律,并在此基础上分析了载冷剂进口温度、流量变化和不同结冰时间等对冰层动态生长及蓄冷特性的影响,并进行了实验验证。实验结果表明:在结冰初期的2 h内冰层厚度及动态蓄冷量数值模拟结果与实验数据误差较大,而在蓄冰过程结束时二者吻合较好,误差在10%以内;沿载冷剂流动方向冰层厚度逐渐减小,数值模拟与实验结果基本吻合。数值模拟结果与实验数据基本相符,验证了建立的数学模型的合理性。