新概念燃烧室应用高温空气燃烧技术的数值模拟

为了将高温空气燃烧技术(HiTAC)应用于航空发动机燃烧室设计,本文设计了一个全新概念的燃烧室.该燃烧室将小型预燃室燃烧产生的高温贫氧烟气直接喷入与其连接的火焰简内组织成高温贫氧空气燃烧.本文对该燃烧室内的燃烧状态进行了数值分析.结果表明:该新概念燃烧室具有温度均匀分布,壁面有效冷却,NOx低排放,节约燃油等优势.     

考虑模糊失效准则的结构疲劳寿命可靠性

 针对常规设计中对功能函数失效状态规定与常识不符这种情况,提出了考虑模糊失效准则的结构疲劳寿命可靠性,将结构寿命视为随机变量,而设计寿命视为模糊变量,研究了设计寿命服从线性L-R分布时的结构疲劳寿命可靠度,给出了随机载荷下结构疲劳寿命概率密度函数的确定方法,并提出了随机变量与模糊变量相组合时的一种新的可靠度数值计算方法,该方法先利用Gauss-Legendre积分将模糊可靠度求解的二次积分转换成一次积分,列出与Legendre多项式零点相对应的阀值,然后在给定的阀值下,将设计寿命转化成普通的截集区间,在截集区间内假定结构疲劳寿命概率密度函数服从均匀分布,利用Monte Carlo模拟得到对应于该阀值的结构疲劳寿命可靠度值。数值结果表明,常规设计下结构的疲劳寿命可靠度偏于危险。     

低密度材料防热机理及热响应数值模拟

介绍了用于飞船返回舱的低密度材料防热机理及热响应数值模拟方法.采用分层模型建立多层结构一维热传导方程,计算了低密度材料温度分布,并与电弧加热器试验结果作了比较,两者符合较好.     

一种通用模拟飞行引擎的设计

模拟飞行软件的核心在于其引擎设计,文章从系统设计角度出发,讨论了一种容易实现的、具有通用性的模拟飞行引擎设计方案。该方案给出了引擎的组成、工作原理和应用程序调用接口。     

CVI反应器内部气体流场的有限元模拟及优化设计

采用有限元计算方法,研究了CVI反应器内部的流场特征.对于形状简单的构件,构件的放置方式和阵列对气体的流动状态具有显著的影响.与横向阵列相比,纵向阵列能充分保证构件沿其长度方向流场均匀性,减小回流现象;在反应器中,随着纵向阵列试样数量的增加和分布均匀性的提高,气体流动速度增大,流场均匀性提高.减少反应器内部的自由空间,是提高流场品质和化学气相沉积效果的关键.基于减少反应器内部的自由空间的原则,针对杯形复杂构件,提出了通过加入与其几何形状相适应的导流板工装,有效避免了在构件内部和外部形成回流区,实现流场的优化设计.     

激光冲击残余应力场的有限元分析

建立模拟激光冲击残余应力场的非线性弹塑性有限元模型,预测AISI 304奥氏体不锈钢厚、薄靶材经激光冲击后表面以及内部的残余应力场分布.模拟过程中,考虑材料高应变率(106s-1)下的力学性能和激光诱导冲击波的精确加载,分析激光功率密度、激光光斑尺寸、激光脉宽、激光冲击次数、激光单面与双面冲击等激光冲击参数以及初始残余应力等因素对不锈钢靶材残余应力分布的影响.数值模拟结果与X射线衍射法测量值吻合较好.在有初始残余拉应力(250MPa)存在的情况下,激光冲击仍能使304奥氏体不锈钢靶材形成残余压应力层,说明激光冲击工艺可提高奥氏体不锈钢焊接构件的抗应力腐蚀开裂能力.     

高精度数值方法在DNS中的应用

利用不同格式模拟扰动波在平板边界层中的传播,考察了格式对T-S波传播过程计算结果的影响。研究了不同计算格式对自由剪切层扰动波增长的影响,结果表明:对于二维扰动波模型,采用二阶精度格式,扰动波在平板边界层中只能出现衰减的结果;在自由剪切层中,虽然能模拟出扰动波在传播过程中幅值的增长,但却在相当长的计算范围内看不见三维波的出现。但对于同样的扰动模型,如果采用高精度格式,在边界层中能出现增长的T-S波,并与线性理论非常吻合;在自由剪切层中,扰动波不仅迅速增长,并能在不很长的距离内,明显的看到三维波的出现,并激发出了三维结构。      

汽轮机末级三维非定常流动数值模拟

采用三维粘性非定常数值模拟方法,对某汽轮机设计状态末级非定常流动进行了模拟,并对设计状态下各因素引起末级动叶表面产生非定常力的大小和作用机理进行了分析。结果表明,本文中的汽轮机末级在设计条件下,上游静叶尾缘激波和位势场对下游转子的影响比尾迹作用的影响更大,静叶尾缘激波和位势场导致下游转子叶片表面非定常力大小呈周期性变化;此外上游静子尾迹以及动叶尾缘出口膨胀波等也是产生转子叶片表面非定常力的因素。      

环境压力大偏差条件下拉瓦尔喷管发动机高空推力的确定

简析了拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的特殊性,提出了大模拟偏差条件下确定和修正拉瓦尔喷管发动机推力的方法。试验结果表明,在保证推力不确定度优于1.0%的条件下,拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的模拟偏差容限约为14%。当设备能力限制或其他特殊原因而采用环境压力大模拟偏差技术时,可以采用本研究的推力系数确定方法确定发动机的推力。      

冷却剂不同流动方式对膨胀循环推力室再生冷却换热的影响

为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,对某一参考发动机推力室和另外两种面积比的膨胀循环推力室建立三维计算模型,采用数值模拟的方法,考察冷却剂的温升、冷却通道压降以及推力室内壁面温度和热流密度的分布情况.重点比较了不同燃烧室圆柱段长度、冷却剂不同流动方式以及不同面积比对以上结果的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:采用逆流冷却时,通过加长推力室圆柱段长度使推力室受热面积增加70%后,冷却剂温升提高了一倍左右;对膨胀循环推力室进行再生冷却时,采用顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也较低,并且对喉部壁面的冷却效果较差.