均匀各向同性湍流的脱体涡数值模拟

采用脱体涡模拟方法对均匀各向同性湍流进行了数值模拟,并与Comte-Bellot实验测量结果进行了对比,验证了该文的脱体涡模拟方法对均匀各向同性湍流模拟的可靠性.初始速度场的生成采用Rogallo所提出的构造方法,初始湍能谱满足Von Karman波谱分布;在对流输运项的选择方面,分别采用二阶中心型格式、四阶偏斜对称型中心格式和迎风型低耗散通量分裂格式,考察它们在均匀各向同性湍流模拟中的计算精度和适用性.同时,通过改变计算域大小以及脱体涡模拟方法中的模型常数,达到能谱截断波数的改变,考察它对各向同性湍流计算的能谱以及能谱截断处小尺度涡能量积累问题的影响.      

基于流固耦合理论的关机水击特性

为了考虑结构变形对关机水击特性的影响,应用Workbench15.0构建双向流固耦合分析系统,模拟关机水击过程,通过压力和流线的分布图分析压力波传播和能量耗散。根据轨控发动机大流量、高室压、快响应的发展趋势,设计了8个工况来分析流量、压力、阀门关闭时间对水击特性的影响。仿真结果表明:在水击发生后,水击的能量只有小部分通过从入口流出和结构变形而耗散,大部分水击能量的耗散是由于流体的粘性损失。流量只对水击峰值压力有影响,且流量越大,水击峰值压力越大。阀门关闭时间的缩短增加了峰值压力和水击频率,减缓了衰减速率。管路背压对水击特性几乎没有影响。因此,在进行轨控发动机高室压水击试验时,在保证流量和关阀时间相同的情况下,减小出口背压,可以得出与高背压一致的水击压力变化曲线。     

月面巡视探测器散热系统方案初步研究

文章利用计算模拟手段分析了月面巡视探测器可以采用的数种散热系统方案的散热能力,并通过比较得出了几种可行的和比较优化的散热系统方案,可为月面巡视探测器的热控设计提供依据。     

一种基于遥测温度的航天器在轨故障分析方法

分析设备在轨温度异常变化的3个原因：遥测数据错误、设备周边热边界异常变化和设备内部热状态异常变化,提出用故障树来确定温度异常变化原因的分析方法,并进行实例分析。以某卫星寿命末期蓄电池故障时的遥测温度数据为基础,通过热分析模型进行了多工况的模拟,排除了遥测温度异常、卫星姿态异常、主动控温异常等因素,得出故障是由于电池内部热耗异常增加的结论。     

详细反应机理的航空发动机二维燃烧流场计算

对某航空发动机主燃烧室简化模型进行了基于正庚烷(n-C₇H₁₆)详细反应机理的燃烧流场数值模拟.在二维贴体坐标系下,计算过程采用了k-ε双方程模型来预估湍流特性,用EDC(eddy dissipation con-cept)湍流燃烧模型预估反应速率,用PSR(perfectly stirred reactor)模型的方法处理复杂化学反应项,得出了基于详细反应机理的温度场、组分浓度场,验证了机理文件中反应的某些组分与特定自由基之间的关系,对比了总包反应EBU-SRK(eddy break up-simplified reaction kinetics)的温度场,结果基本相符.      

入口非均匀流对亚燃燃烧室性能影响数值研究

为研究人口非均匀流对亚燃燃烧室性能的影响,基于进气道出口试验测量数据,构造三种典型非均匀流型,对燃烧室进行三维数值计算,研究非均匀流对马赫数分布、温度场、燃油分布及燃烧效率的影响。结果表明：基于均匀流供油律,非均匀流影响燃烧室性能的机理是受流速主导作用,低速区域当量比偏高,高速区域当量比偏低。导致扩压段边区燃烧,烧蚀外环阻塞结构,而内圈高速区域燃烧组织效果欠佳。匹配供油律后,非均匀流燃烧性能有所改善,但难以达到均匀流水平。所以,提出了改进入口流均匀性及减弱非均匀流对燃烧不良影响的措施。     

星载缝隙波导微波天线热控方案研究与验证

微波天线阵面的热变形是影响在轨指向精度的关键因素,如何解决大功率器件的散热问题至关重要。某微波天线热耗峰值近万瓦,在近20 m²的全阵面内,需要保证收发(TR)组件的温升和补偿加热器的功耗不能过高。针对某微波天线特有的工作模式和外热流情况,提出了机械泵驱动流体回路(MPFL)、双面散热和相变热管 3种热控方案,并分析了各自的特点和适用性。为解决天线内部狭小空间的辐射传导耦合问题,开展了单模块热阻实验分析与优化,并得到了在轨测试的验证。     

CST造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用研究

为了探究CST (形状函数变换技术)造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用效果,完善了CST方法在前缘型线重构中的实施细节,数值模拟了雷诺数对前缘修型前后叶型损失及边界层特性的影响,验证了CST前缘修型方法在新型高速飞行器低压涡轮中的实用性。结果显示:CST方法前缘修型可以消除HD叶型吸力侧前缘的压力峰和分离泡,从而使得高雷诺数条件下吸力侧分离诱导的边界层转捩现象延迟发生,叶型损失降低32%,拓展了低损失状态的雷诺数范围。吸力侧损失的降低在低雷诺数条件下主要来自于前缘附近的剪切层,而高雷诺数条件下主要来自于前缘剪切层和扩压段前的层流边界层。新型高速空天飞行器低压涡轮叶片采用CST前缘修型对提升效率是有效的,在设计点状态附近效率提高0.1%,而膨胀比较低的大负攻角状态下效率提升0.3%～0.5%,损失降低的位置主要集中在叶展中部压力侧边界层和根部的二次流区域。     

直升机浮动渐开线花键微动磨损影响因素分析

为探究不同磨损影响因素对浮动花键磨损的影响程度,基于能量耗散理论,建立了花键副微动磨损预测模型,分析了扭矩、载荷波动、花键材料、摩擦因数、轴向不对中以及角向偏心对浮动花键的磨损影响规律;同时建立熵权-模糊关联分析模型,客观分析了不同磨损影响因素对花键磨损的关联程度.结果显示:基于能量耗散的微动磨损模型所计算的花键齿顶、...     

管路布局方式对载人航天器辐射器散热能力的影响分析

以采取双管路并联结构的载人航天器圆筒辐射器为研究对象,建立了辐射器散热能力数值分析模型,对比分析了不同参数下,并联支路工质相同流动方向和相反流动方向两类布局方式给辐射器散热能力带来的影响,选取的参数包括管路长度、管路进口工质温度和液体工质流量。计算结果表明,在辐射器面板面积和流体回路长度相同的前提下,两类管路布局方式对应的辐射器散热能力存在不可忽视的差别。随着管路长度的增加,入口工质温度的增加,工质流量的减小,工质流向相同的辐射器散热能力越来越高于工质流向相反的辐射器。在文章的参数设定下,工质流向相同的辐射器与工质流向相反的辐射器间最大散热能力差别可达到19.5%,最小散热能力差别可达到16.7%。