端柱面组合密封气膜稳态特性数值仿真分析

针对航空发动机等高速流体机械中流体动密封部位的工况特点,提出一种新型的端柱面组合气膜密封形式.根据气膜密封的结构特点,建立了端柱面螺旋槽组合式密封气膜的数学分析模型.采用CFD分析软件Fluent对气膜三维流场模型以湍流流动形式进行数值模拟计算.研究了密封气膜几何结构参数变化对密封稳态特性（端面承载力F_d 、柱面承载力F_c 、泄漏量Q、摩擦转矩M）的影响.几何结构参数包括端面平均膜厚、端面槽深比、柱面平均膜厚、柱面偏心率、柱面槽深比、柱面槽宽比.      

计及壁面传热的微型向心涡轮气动设计探讨

毫米级微型向心涡轮传热效应显著区别于常规向心涡轮,发展计及壁面传热效应的微型向心涡轮的气动设计方法对微型燃气轮机的设计具有重要意义.根据微型向心涡轮壁面非绝热的特点,通过理论分析,初步建立了计及固壁传热效应的微型向心涡轮速度三角形的分析模型.在此基础上发展了计及传热效应的微型向心涡轮的气动设计方法.分析得到了考虑传热影响的微型向心涡轮设计规律.利用三维数值模拟手段对模型和设计方法进行了验证.结果初步表明所发展计及壁面传热效应的模型和微型向心涡轮气动设计方法具有较好的可行性.     

基于大涡模拟的平流层浮空器气动特性分析

为研究不同球体间距对“球形囊体型”平流层浮空器(SLV)气动特性的影响,采用有限体格式、结构网格和大涡模拟(LES)计算方法求解不可压缩的Navier-Stokes(N-S)方程,对超临界雷诺数“球形囊体型”平流层浮空器绕流进行数值模拟,并对不同球体间距下的数值计算结果进行详细的分析比较.通过对比试验数据,单球体数值模拟的阻力系数时均值与Achenbach的试验数据一致,验证了计算方法分析超临界雷诺数球体绕流问题的准确性.研究不同间距的双球体阻力变化规律以及振动频谱特性,随上下游球体间距G的增加,合阻力先增大后减小,上游球体的阻力占优振动频率逐渐减小;G=1.5D(D为球体直径)和G=2D时,上下游球体有相同的占优振动频率.随间距G的增加,两球体相互作用与上游球体对下游球体的尾涡结构影响逐渐减弱.      

基于流动控制的水下航行体流体动力特性分析

利用CFX对水下航行体流体动力特性进行了数值模拟研究.求解了混合介质的剪切压力输运湍流模型控制方程、雷诺-平均奈维尔-斯托克斯方程以及各相间的质量输运方程,采用三维数值模拟方法对比分析了不同流动控制方案的水下航行体空泡形态特征、表面压力分布和阻力系数变化特性,讨论了不同参数对减阻效果的影响.结果表明,对于有横流作用的水下垂直发射航行体,多相流动控制不仅可以降低通气空泡的不对称性和航行体阻力,同时可以均匀迎流面和背流面压力,从而实现航行体多相流空泡形态及表面压力特性等的控制.此外,通气口的位置对减阻效果具有显著影响.      

一种地面模拟太阳电池阵开关分流方法研究

为了充分验证太阳帆板驱动机构功率传输通路的设计可靠性和生产过程控制的有效性,在分析太阳帆板驱动机构在轨真实工况及传统测试方法的基础上,设计了一种地面模拟电池阵开关分流的方法,该方法使用太阳电池阵模拟器模拟处于开关分流状态的分阵,利用具有两种工作模式并可自动高速切换的电子负载模拟分流开关管.将该方法应用于太阳帆板驱动机构的功率传输通路测试,给出了测试系统的组成及试验结果.试验结果表明该方法可有效模拟开关分流工况,提高了SADM产品地面验证的充分性.     

高空舱内大流量进气收缩型面气动特性数值研究

应用CFD方法对不同收缩型面设计方案进行了数值模拟,并对结果进行了对比分析。结果表明:①采用伯努利双扭线进气结构,收缩段后直段区域径向马赫数梯度较大,收缩段出口附近壁面静压变化剧烈,压力损失较大;②无伯努利双扭线进气结构,双三角函数收缩型面(DTC)壁面静压变化率较小;③不同工况下,伯努利双扭线和圆柱-四次曲线-圆锥-四次曲线组合收敛曲线(CQCQ)型线组合、伯努利双扭线和DTC型线组合、仅CQCQ型线、仅DTC型线四种结构,壁面附面层厚度在收缩段出口基本一致;④进行大流量发动机试验,高空台可参考选用仅CQCQ型线和仅DTC型线作为亚声速进气结构。     

爆炸冲击波对反舰导弹发动机舱的毁伤效应

为研究爆炸冲击波对来袭反舰导弹发动机舱的毁伤效应,应用ANSYS/LS-DYNA软件,对定量TNT和压装8701炸药爆炸产生的冲击波毁伤不同距离处的反舰导弹发动机舱进行了数值模拟。计算结果表明:爆炸冲击波对导弹发动机舱的毁伤以壳体凹陷为主要形式,对凹陷壳体周围区域几乎没有影响;爆炸冲击波对反舰导弹发动机舱的毁伤效应,随起爆点距离增加而迅速减小,且初期衰减速度明显大于后期。10 kg的装药量、炸点位于3 m处时,TNT和压装8701炸药对反舰导弹发动机舱基本无法造成毁伤。     

模态法辨识针刺C/ C 复合材料弹性模量

针对传统方法测量C/ C 复合材料弹性模量精度差问题,提出了一种利用模态试验辨识材料弹性 模量的新方法。数值仿真结果表明板件材料振动频率与弹性模量之间存在模糊对应关系,利用此关系采用二 分法及二阶响应面近似模型对材料弹性模量进行辨识,并分别利用各向同性薄壁板件及正交各向异性薄壁板 件对此方法进行验证,计算结果误差最大为16. 67%,最小仅为0. 5%,表明该方法准确有效。最后将其应用于 针刺C/ C 复合材料,获得了其弹性模量。仿真及试验结果均表明该方法无损、高效且准确度高。     

基于Ansys Fluent的近场翼尖涡数值模拟与分析

为了进一步研究飞机远场尾涡,提供网格分配及湍流模型的参考,并为整机模拟提供必要的参考依据,通过基于Ansys Fluent的数值模拟方法,研究了NACA0012机翼的近场翼尖涡流场,采用有限体积法求解不可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程,其中雷诺应力项分别以S-A和Realizable k-ε模型封闭,模拟了近场翼尖涡卷起的过程,分析了机翼表面压力以及涡核参数,包括轴向涡量、涡核位置、涡核粘性等,并与风洞实验结果进行了对比。结果分析表明:基于局部O-网的六面体网格,RKE模型要优于S-A模型,与实验值更为吻合。     

大飞机缝翼滑轨影响研究

通过数值模拟和风洞实验两种手段研究了大飞机缝翼滑轨对飞机气动性能的影响.分析了缝翼滑轨对缝道和机翼表面流动分布的影响,获得了缝翼滑轨参数对飞机气动性能的影响规律.数值模拟结果表明:缝翼滑轨对缝道内的流动形成了阻塞,改变了机翼表面的流动形态,减小了机翼附面层流动速度,降低了飞机的失速性能.实验结果表明:通过减小滑轨宽度、减少滑轨数量、采用圆形截面滑轨和滑轨外弯等能够有效降低滑轨影响,改善飞机失速性能;滑轨参数对小尺度模型实验结果的影响尤为显著.研究结果为3m量级和8m量级风洞缝翼滑轨模型设计提供了参考.