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2011年  第26卷  第1期

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首届试验仿真与数据挖掘测试与分析会议（624）
四种飞行器绕流的三维DSMC计算与传热分析
王保国, 李耀华, 钱耕
2011, 26(1): 1-20.
摘要 PDF(3377KB) icon1921 icon17
摘要:
在地球大气层与火星大气层中,使用自己编制的DSMC(direct simulation Monte Carlo)源程序完成了四种飞行器(即Apollo,Orion,Mars Pathfinder以及Mars Microprobe)高超声速穿越稀薄气体时的三维绕流计算,给出了上述飞行器42个典型飞行工况(其中包括在地球大气层中,飞行高度从250km变到90km,飞行攻角从45°变到-45°,Knudsen数从111.0变到0.0057,飞行速度从7.6km/s变到9.6km/s;在火星大气层中,飞行高度从141.8km变到80.28km,飞行攻角从45°变到0°,Knudsen数从100.0变到0.0546,飞行速度从7.47km/s变到6.908km/s)时详细气动力与气动热的数值结果,并与国外的飞行数据以及美国NASA(National Aeronautics and Space Administration) Langley研究中心发表的计算结果进行了比较,所得结果令人满意.文中采用了三种无量纲参数分别刻画这四种典型飞行器绕流流动的热力学非平衡、化学反应非平衡以及壁面热流分布的特征,这些结果对于指导空间飞行器的热防护气动设计十分有益.
试验研究旋流数对燃烧室气动性能的影响
党新宪, 赵坚行, 徐榕, 颜应文, 刘勇
2011, 26(1): 21-27.
摘要 PDF(1258KB) icon1966 icon17
摘要:
为了深入了解双级轴向旋流器的旋流数变化对模型环形燃烧室内气流结构与气动性能的影响,采用粒子图像速度仪(PIV)对燃烧室内冷态和液雾燃烧流场进行测量,试验研究在冷、热态情况下不同旋流数对模型燃烧室内回流区的尺寸、平均速度( , )、脉动速度(urms,vrms)以及雷诺剪切应力u'v' 分布的影响.研究结果表明:旋流数变化对燃烧室内冷、热态流场有着重要的影响;燃烧室在燃烧情况下所得的中心回流区长度要比冷态短,但回流区内速度、脉动速度urms增强.旋流数增大后,回流区内负速度减小,回流区宽度稍有缩小.在燃烧流场中,旋流数的变化对回流负速度的影响减弱.
自激振荡预混燃烧的实验
张昊, 黄铮, 朱民
2011, 26(1): 28-34.
摘要 PDF(1224KB) icon1642 icon13
摘要:
通过动态压力测量、化学自发荧光相同步测量的方法对自激振荡燃烧动力学过程进行了实验研究,分析了不同空气流量、化学当量比和边界条件对振荡燃烧过程的影响.实验结果显示,燃烧热负荷的提高会导致燃烧段压力脉动幅值的提高,使燃烧更加不稳定.化学当量比越接近熄火极限,压力脉动的频率越高.同时燃烧室进出口边界条件的改变也会对振荡频率产生影响.
环形脉冲爆震发动机引射性能
秦亚欣, 于军力, 高歌
2011, 26(1): 35-41.
摘要 PDF(1247KB) icon1495 icon12
摘要:
采用解析方法得出爆震波在爆震管内的参数分布,应用数值方法对爆震波衰退为激波后的传播、排除过程进行了多循环模拟.通过对环形爆震管非稳态引射过程的分析,得出非稳态引射过程可以分成四个阶段,环形爆震管比传统的圆形爆震管的引射作用更强.不同结构参数的引射喷管对环形爆震管的引射增推性能不同,经过分析,得到了较佳的引射喷管的入口尺寸、内表面形状、长度/直径比以及轴向位置,为提高脉冲爆震发动机的性能提供参考.
小型航空二冲程风冷发动机缸体流固耦合传热的仿真
唐梓杰, 丁水汀, 杜发荣
2011, 26(1): 42-47.
摘要 PDF(1082KB) icon1542 icon9
摘要:
以某小型航空二冲程风冷发动机为研究对象,结合风冷发动机缸体的传热特点和汽油机的燃烧规律并基于流固耦合理论,对风冷发动机缸体传热进行了模拟计算.根据耦合传热理论,将缸体与缸套的导热转化为系统内部边界条件进行简化处理,并将模拟计算的结果与地面试验结果相比较,证明了耦合传热方法在研究缸体热负荷方面的可靠性.在考虑飞行器整个飞行包线下的外界大气环境下,对风冷发动机在整个工作高度范围内缸体的传热仿真进行了模拟计算,为发动机缸体传热的进一步研究开发奠定了基础.
加力式涡扇发动机非加力状态部件红外辐射分析
黄伟, 吉洪湖
2011, 26(1): 48-53.
摘要 PDF(1123KB) icon1555 icon11
摘要:
采用反向蒙特卡罗法计算分析了加力式涡扇发动机非加力状态各固体壁面的有效辐射强度(包括自身辐射强度和反射辐射强度)、燃气辐射强度以及总辐射强度特性,并对它们的分布规律进行了讨论分析.结果表明:在新计算分析的状态中,中心锥是探测角度小于15°时的主要红外辐射源,在尾向贡献了最大辐射强度的65%以上;在探测角小于20°的范围内,末级涡轮叶片和径向稳定器是次于中心锥的重要红外辐射源;喷管扩张段对整个后半球的红外辐射都有明显的贡献,尤其是探测角度大于20°以后;中心锥、末级涡轮叶片和径向稳定器等部件的反射辐射强度不足自身辐射强度的10%.
电脉冲除冰(EIDI)系统电动力学模型分析
李广超, 何江, 林贵平
2011, 26(1): 54-59.
摘要 PDF(965KB) icon1657 icon11
摘要:
总结了电脉冲除冰(EIDI)系统电动力学模型的研究现状,针对几种常见的计算模型进行了分析,以Bernhart-Schrag模型为例,重点阐述了电动力学模型的理论基础、等效模型的建立以及状态方程的求解,分析了模型的正确性.针对由环状平绕线圈及金属平板构成的EIDI简化系统,Bernhart-Schrag模型可以预测通电线圈中电流的变化规律以及蒙皮受到的脉冲作用.
孔隙分布对陶瓷材料热辐射特性的影响
李东辉, 夏新林
2011, 26(1): 60-64.
摘要 PDF(1054KB) icon1384 icon11
摘要:
通过引入吸收性介质内粒子散射Mie理论,结合多弥散粒子系独立散射理论,针对孔隙具有修正Gamma分布规律的多孔陶瓷提出一种计算热辐射特性的方法,以氧化锆陶瓷为例分析了孔隙分布对热辐射特性的影响.结果表明孔隙分布规律和平均孔径对热辐射特性有显著影响.孔径趋于单弥散分布,将使衰减系数、散射反照率、非对称因子等参数减小,而孔径趋于指数分布,这些参数显著提高.当波长较小时,衰减系数随平均孔径先增大后减小,当波长较大时,衰减系数随平均孔径增大而减小;散射反照率和非对称因子均随平均孔径增大而增大.
横流对冲击射流换热特性影响机理的数值研究
张传杰, 孙纪宁, 谭屏
2011, 26(1): 65-71.
摘要 PDF(1260KB) icon1468 icon10
摘要:
采用数值模拟的方法对冲击腔上游冲击产生的横流对下游冲击射流的影响进行了研究.结果表明,①随横流增大,射流冲击靶面平均努塞尔数呈现复杂的变化规律.②横流对冲击靶面平均努塞尔数的影响主要体现在两个方面:随横流雷诺数增大,冲击下游的拉伸涡对强度呈现先增大后减小的趋势,对换热的影响也是先增大后减小;横流使冲击射流偏移,导致高换热区域后移.③射流和横流对于换热强度的影响随着横流增大不断变化,造成冲击靶面复杂的换热规律.
加力燃烧室用锯齿冠状混合器混合特性数值研究
王亚盟, 张靖周, 高家春, 单勇, 刘涛
2011, 26(1): 72-77.
摘要 PDF(1101KB) icon1609 icon16
摘要:
通过三维计算流体动力学(CFD)数值计算,研究了加力燃烧室中三种不同型式的锯齿冠状混合器及环形混合器的掺混性能.结果表明:①锯齿冠状混合器下游形成了流向涡阵列,锯齿布置和倾角对其尺度和强度有较大的影响;②相邻锯齿交错布置的锯齿冠混合器的强化掺混效果最为显著且流动损失相对较低,总压恢复系数相对环形混合器降低在0.2%以内,在其作用下,加力燃烧室火焰稳定器前的外涵气流温度提高100~150K左右.
叶轮机械
单腔内冷涡轮的气热耦合数值仿真
王强, 郭兆元, 周驰, 冯国泰
2011, 26(1): 78-84.
摘要 PDF(1148KB) icon1492 icon10
摘要:
将所开发的HIT-3D气热耦合求解器应用于某低压涡轮的数值仿真中,对该涡轮设计简单的内冷结构,比较了不同湍流、转捩模型对叶片温度场预测的影响,初步验证了所开发的耦合求解器的应用能力.由于目前涡轮的冷却结构复杂,数值计算量比较大,为此发展了一种气热耦合与工程设计相结合的方法,以该涡轮为算例初步验证了该方法,并初步模拟了粗糙内壁面对叶片热负荷的影响.计算表明:在层流、转捩流动区域,采用全湍流模型预测的温度要比采用转捩模型的高,同时所发展的气热耦合与工程方法是可行的,可以极大地减少设计中的计算量.
带尾缘吹气的动静干涉流动的实验
吴亚东, 田杰, 竺晓程, 杜朝辉
2011, 26(1): 85-91.
摘要 PDF(1446KB) icon1603 icon10
摘要:
采用声学麦克风和粒子图像速度仪等实验研究手段,分析静子在吹气和不吹气情况下纯尾迹、弱尾迹、无动量亏损尾迹和射流四种尾迹流动与动叶相互干涉的声学特性和流场特性.得到了不同尾部吹气量下动静之间流场的速度矢量变化以及静子尾迹在动叶流道中的传播特性.比较了静子尾缘纯尾迹与弱尾迹、无动量亏损尾迹以及喷射等尾迹形态与动叶相互干涉的流场,分析了静子尾缘吹气使静子尾缘达到无动量亏损尾迹状态,改善了动叶的进气气流角.通过对比气动性能以及噪声性能,说明静子尾缘吹气后动叶的气动性能变化不大,能降低离散频率噪声.
缝式处理机匣轴向位置对压气机特性影响的机理
张皓光, 楚武利, 吴艳辉
2011, 26(1): 92-98.
摘要 PDF(1298KB) icon1766 icon8
摘要:
对轴向倾斜缝处理机匣轴向位置的改变如何影响轴流压气机性能进行了研究.试验与数值结果均表明三个轴向位置的处理机匣均扩宽压气机的稳定工作范围,轴向位置不变时扩稳效果最好,轴向位置后移时效果最差.同时轴向位置前移或后移使压气机等熵效率损害程度降低.通过详细地分析压气机内部流场表明:处理机匣轴向位置后移使叶顶机匣约1/3的轴向弦长宽度无处理机匣,因此不能抑制叶顶泄漏流的发展,后移处理机匣缝的抽吸能力弱,致使扩稳效果差;与处理机匣轴向位置未变时比较,轴向位置前移或后移能够减少间隙流及二次流带来的流动损失,并使叶顶加功量上升,使压气机转子等熵效率提高.
一种减小涡轮叶尖泄漏流的方法
曹传军, 黄国平, 夏晨
2011, 26(1): 99-107.
摘要 PDF(1297KB) icon1854 icon11
摘要:
提出了一种叶尖逆向涡流发生器减小叶尖泄漏流的方法,利用压力面和叶顶面的压力差,将气流从压力面引入,从叶顶面逆着叶尖泄漏流方向高速射出减小叶尖泄漏流.对某典型毫米尺度涡轮叶栅进行了有/无逆向涡流发生器流场的数值对比分析,分析了不同进口条件下逆向涡流发生器对叶尖泄漏流和周向载荷的影响.结果发现:在典型进口条件下,逆向涡流发生器使得叶尖间隙泄漏流量降低了3.3%,周向载荷升高了6.2%;进口马赫数越小,涡流器对泄漏流量的减小效果越好;而进口马赫数越大,涡流器对叶片周向载荷的提高越明显.进口马赫数增大,该方法对涡轮效率的提高越大.
进气畸变下压气机叶片强度分析
张明明, 侯安平, 贺小帆, 李绍斌, 梁超
2011, 26(1): 108-114.
摘要 PDF(1215KB) icon1463 icon12
摘要:
介绍了一种考核进气畸变对压气机叶片强度影响的分析方法.通过对压气机全周数值模拟,分析进气总压畸变下转子叶片响应的非定常压力场;并对叶片进行模态及应力的有限元分析,研究进气畸变对叶片强度特性的影响.分析表明,周向总压畸变不但会降低压气机效率、稳定裕度等气动稳定性,而且会引起叶片气动力在周向分布的不均匀,对其强度产生重要影响.
基于表面热膜的超高负荷低压涡轮叶栅附面层特性
李伟, 朱俊强, 李钢, 徐燕骥
2011, 26(1): 115-121.
摘要 PDF(1094KB) icon1732 icon16
摘要:
利用表面热膜测量了定常来流条件下某超高负荷后加载叶型吸力面附面层的分离流动,并与壁面静压实验结果进行了对比.结果表明,热膜用于超高负荷低压涡轮叶型附面层流动测量可靠性较高;热膜测得的准壁面剪切应力及相关统计参数能准确地判断附面层分离、再附着和转捩位置;在低雷诺数条件下,分离泡尺寸和转捩区长度随来流雷诺数的减小而增加.
一种跨声速轴流压气机性能预测的数值方法
胡江峰, 竺晓程, 杜朝辉
2011, 26(1): 122-127.
摘要 PDF(1055KB) icon1624 icon13
摘要:
采用二维流线曲率法数学方法,考虑到不同因素对落后角和损失的影响,发展了一种适应于跨声速轴流压气机的落后角和损失模型.对轴流跨声速压气机NASA(National Aeronautics and Space Administration) Stage 37进行了数值计算,得到了设计点与非设计点的特性曲线,并与试验数据进行了对比和分析,结果表明:该方法能够较好地预测跨声速轴流压气机特性以及沿径向的气动参数分布,可为压气机设计和优化提供参考.
黏性彻体力建模方法及其应用
刘超, 宁方飞
2011, 26(1): 128-135.
摘要 PDF(1945KB) icon1634 icon13
摘要:
研究了将Navier-Stokes方程中黏性项简化为黏性彻体力的建模方法,并将该模型加入已有的计算流体力学(CFD)程序中,实现了用三维欧拉方程加黏性彻体力模型快速模拟叶轮机三维非定常流动的方法.使用该方法对进气周向总压畸变条件下的某双级压气机非定常流场进行了模拟,并与雷诺平均的Navier-Stokes(RANS)程序的计算结果进行了对比,结果表明,基于黏性彻体力模型的方法能以很少的计算资源给出与RANS模拟基本相当的计算结果.
气动热力学与总体设计
不同柔度的柔性翼气动特性实验
李占科, 徐顶国, 牛文
2011, 26(1): 136-140.
摘要 PDF(1046KB) icon1396 icon11
摘要:
为了研究不同柔度的柔性翼气动特性和抗风性性能,制作了九种不同柔度的柔性翼,利用西北工业大学微型飞行器专用风洞对其进行初步的风洞实验.在实验中进行了不同风速,不同迎角对柔度的气动特性研究.通过实验优选出气动特性较好的柔度,为柔性翼微型飞行器的总体设计和气动特性提供参考.
二元保形非对称膨胀喷管流场特性
谢文忠, 郭荣伟
2011, 26(1): 141-147.
摘要 PDF(1221KB) icon1599 icon10
摘要:
利用数值模拟方法对一种与无人飞行器后体一体化设计的二元保形大宽高比非对称膨胀喷管在地面状态的流场特性进行了研究,获得了尾喷管推力性能和三维流动特征随落压比的变化趋势.结果表明:虽然二元保形非对称膨胀喷管沿横向存在非等强度膨胀,但在研究范围内最佳落压比仍主要取决于上方短膨胀面结束位置面积与喉道面积之比;沿横向不等强度膨胀诱发的二次流及旋涡流动能够增强环境冷流与喷流之间的掺混;在研究的落压比范围内,随着落压比的增加喷管的推力性能变化很缓慢.
螺旋桨非定常滑流数值模拟
许和勇, 叶正寅
2011, 26(1): 148-153.
摘要 PDF(1346KB) icon1725 icon14
摘要:
运用非结构动态嵌套网格技术,通过求解三维非定常Euler方程,对螺旋桨飞机的螺旋桨滑流进行了真实数值模拟.动态嵌套网格方法通过建立运动区子域网格来模拟螺旋桨的旋转运动,静止的机身包含在静止区网格中,有效解决了螺旋桨滑流模拟中的相对运动问题.采用双时间方法求解控制方程,在每一个物理时间步上运用经典四步Runge-Kutta方法进行迭代计算,得出非定常流场.计算了螺旋桨飞机的螺旋桨拉力系数以及不同工况下的非定常流场,对滑流的影响进行了分析,并和相关实验数据进行了对比,结果比较一致.
V形尾缘分开排气喷管喷流流场的数值模拟
康冠群, 王强
2011, 26(1): 154-160.
摘要 PDF(1678KB) icon1690 icon12
摘要:
采用二阶迎风离散格式并选用RNG(renormalization group) k-ε湍流模型,对轴对称分开排气喷管和核心喷管上采用V形尾缘的分开排气喷管的喷流流场进行三维数值模拟.结果表明,相对基准轴对称分开排气喷管,V形尾缘一方面引入了流向涡,另一方面增加了核心喷流与风扇喷流之间的混合层长度,强化了喷流的混合,有效地缩短了热核心区的长度,降低了喷流中心线附近的最大速度.此外,V形尾缘随着偏转角度的增加在一定的轴向范围内显著地减小了喷流速度和总温,相对而言,V形尾缘长度的增加对喷流混合的加强作用并不明显.
大尺度回转体脊状表面减阻试验
刘占一, 宋保维, 胡海豹, 黄桥高, 姜军
2011, 26(1): 161-166.
摘要 PDF(966KB) icon1660 icon11
摘要:
对表面光滑和有脊状结构的大尺度回转体模型在风洞中进行了变速度、变攻角试验,为脊状表面减阻技术的工程化应用提供了参考.对比分析发现:来流速度对脊状表面减阻效果有很大影响,减阻效果随速度增加呈现先增大后减小的趋势,在某一速度达到最佳,减阻效果提高20%;攻角对脊状表面减阻效果影响有限;脊状结构的存在对模型升力系数和俯仰力矩系数几乎没有影响.
双座弹射救生系统轨迹发散特性分析
毛晓东, 林贵平, 郁嘉
2011, 26(1): 167-172.
摘要 PDF(1052KB) icon1558 icon11
摘要:
为了研究双座弹射救生系统的轨迹发散特性,以MSC.EASY 5为基础平台进行了求解器设计,并以此为基础对轨迹发散特性进行了仿真计算分析,包括轨迹发散性能评估、轨迹发散对弹射轨迹高度及座椅稳定性的影响.分析结果表明,轨迹发散技术能够有效避免低速弹射时双座间的轨迹干涉,虽然在一定程度上降低了弹射轨迹高度并对座椅稳定性有略微的影响,但是提高了双座弹射救生系统的综合救生性能,研究结果对工程应用具有理论指导意义.
大飞机动力
多元混合数据回归分析方法
傅惠民, 岳晓蕊
2011, 26(1): 173-177.
摘要 PDF(1371KB) icon1604 icon10
摘要:
针对加速寿命试验中经常遇到完全数据、定数截尾数据和定时截尾数据混合的情况,提出一种多元混合数据回归分析方法,建立了多元混合回归模型,给出回归系数和标准差的最佳无偏估计,以及百分位值的点估计和置信限估计.该方法不但适用于正态分布,而且还适用于Weibull分布、极值分布等其他各种位置-尺度分布,从而将传统只适用于完全数据的多元回归分析推广到完全数据和截尾数据混合的情况.与传统方法相比,该方法具有信息量大、精度高的优点.
具有非线性摩擦阻尼随机失谐的叶盘系统响应特性
王艾伦, 龙清
2011, 26(1): 178-184.
摘要 PDF(1217KB) icon1531 icon8
摘要:
针对目前含非线性摩擦阻尼失谐叶盘系统振动局部化机理研究存在的诸多困难,尤其是其非线性力学模型的建立和求解等难题.建立了具有滞迟干摩擦阻尼随机失谐的叶盘系统力学模型,并利用增量谐波平衡法分析了叶盘系统干摩擦力失谐度、耦合强度、黏性阻尼比和摩擦力强度等系统参数对叶盘系统受迫响应的影响规律.研究表明:含非线性摩擦阻尼的谐调叶盘系统也可能产生振动能量局部化现象,并且干摩擦力随机失谐加剧了其振动局部化.
7050-T7451铝合金试件的疲劳安全寿命估算
任旭东, 姜大伟, 张永康, 张田, 罗新民
2011, 26(1): 185-190.
摘要 PDF(1122KB) icon1458 icon10
摘要:
对7050-T7451铝合金试件的三类不同试样激光冲击强化处理,研究其7组疲劳寿命值,并对铝合金试件的疲劳试验结果分别用单侧容限因数法和二维Weibull分布法进行疲劳安全寿命估算及比较.结果表明,激光冲击强化作用大大提高了铝合金试样的疲劳寿命;在考虑置信度和可靠度的前提下,单侧容限因数法能得到一个确切的疲劳安全寿命估算值,而二维Weibull分布法则得到一个疲劳安全寿命值的取值范围;考虑到工程应用中成本、 安全等因素对疲劳安全寿命值的不同要求,二维Weibull分布法更具有工程适用性.
时域法在压气机转子气动弹性计算中的应用
徐可宁, 王延荣
2011, 26(1): 191-198.
摘要 PDF(1290KB) icon1423 icon9
摘要:
发展了用于三维叶轮机气动弹性计算的软件系统AEAS(aeroelastic analysis system).该系统采用时间推进法求解转子叶片的瞬态位移及动应力,以模拟压气机转子中的气动弹性现象.AEAS主要应用于强迫响应分析和颤振分析,强迫响应分析中,在坎贝尔图上共振点对应的工况下,在转子叶片上施加周期性变化的非定常压力场,通过计算动应力的振幅预测转子的危险应力状态;颤振分析中,交替调用结构求解模块和非定常流体求解模块,通过所获得的叶片瞬态动应力预测颤振是否发生.对真实叶片进行气动弹性计算,可以看出所提供的方法和软件系统可以直观地反映流体作用下叶片的振动形式和动应力水平,具有工程应用价值.
鼠笼式弹性支承结构参数优化设计与试验
冯国全, 周柏卓
2011, 26(1): 199-203.
摘要 PDF(1023KB) icon1575 icon10
摘要:
进行了鼠笼式弹性支承的优化设计与试验研究.基于遗传算法和MATLAB开发了优化设计软件,进行了某航空发动机鼠笼式弹性支承的结构参数优化设计,并进行了柔度试验和疲劳应力试验.结果表明,疲劳应力下降到原来的40％,优化结果与试验结果的误差小于6%,验证了优化设计的有效性.
叶片质量矩优化排序中遗传算法的应用
贾金鑫, 李全通, 高星伟, 陈卫
2011, 26(1): 204-209.
摘要 PDF(955KB) icon1694 icon7
摘要:
针对某型发动机压气机转子,考虑叶片质量矩和初始不平衡量,采用遗传算法,对叶片进行优化排序以达到减少转子不平衡量的目的.经过对10余台发动机转子叶片质量矩优化排序验证,结果表明:整个转子的不平衡量大大减小,该方法可在实际发动机转子动平衡中推广应用.
火箭发动机
气-气喷注器混合场流动显示
金平, 杜正刚, 杨立军, 蔡国飙
2011, 26(1): 210-216.
摘要 PDF(1442KB) icon1523 icon12
摘要:
研究气-气喷注器气流流动混合过程,基于粒子图像测速仪(PIV)实验系统,采用对两股气流分别示踪的方法,对三种典型结构的气-气喷注器混合场开展了实验研究.实验结果验证了这种实验方案的可行性,结合轴截面和横截面的流场分布测量,得到了同轴离心式、同轴直流式、互击式气-气喷注器气流混合过程的主要作用因素和混合场的分布特征.
氩工质连续激光加热推力器的数值仿真
李小康, 张育林, 程谋森, 鄢昌渝
2011, 26(1): 217-222.
摘要 PDF(1130KB) icon1352 icon10
摘要:
对氩气工质的连续激光推力器内加热与流动过程进行数值模拟,建立了包含激光吸收、化学反应、高温效应、黏性、扩散、热传导以及辐射效应等物理机制的模型.推力室内二维轴对称流场采用可压缩Navier-Stokes方程描述,用SIMPLEC(semi-implicit method for pressure-linked equations consistent)算法求解.对解算出的流场压力和黏性应力积分获得推力,其值与类似构型推力器的实验结果吻合较好.在不同流量条件下对推力器的流场进行了计算,通过分析其特征,提出了改进推力器性能的思路.
复合喷管热结构耦合计算的一种策略
郑晓亚, 陈凤明, 蔡飞超
2011, 26(1): 223-227.
摘要 PDF(1028KB) icon1475 icon9
摘要:
基于流固耦合完成复合喷管流动换热、传热过程温度场的数值模拟,编写了计算流体动力学(CFD)与有限单元法(FEM)的接口程序,快速实现温度载荷和机械载荷数据的传递,提出了复合喷管热结构耦合计算一种策略.利用直接约束法考虑了复合喷管部件界面间高温碳化带来的边界非线性因素.计算结果表明耦合方法得到的复合喷管温度场是合理的,高温下界面间结构功能退化问题对于变形特征以及应力场影响很显著.
动力传输
航天控制力矩陀螺的润滑系统研究
盛明伟, 陈维山, 刘军考, 石胜君
2011, 26(1): 228-233.
摘要 PDF(1033KB) icon1681 icon10
摘要:
为了提高航天器控制力矩陀螺的使用寿命,提出一种可按需喷油润滑的润滑系统.润滑系统由储油器和基于按需喷墨(DOD)打印技术的压电润滑装置组成.为了解决润滑油液滴喷射过程中在液气两相流体界间连续拓扑变化问题,采用流体体积算法中的分段线性界面构造技术分析两相界面间的运动.基于两相流体积算法,利用计算机仿真方法对润滑油液滴喷射过程进行有限元分析.重点对不同喷孔形状和空间温度变化对润滑油微喷过程的影响情况进行了分析.实验结果表明,喷孔直径越大,产生液滴越困难;空间温度变化对润滑油液滴的速度有影响,但对液滴形成时间影响却很小.
自动控制
面向电子控制器测试的JTAG控制器IP软核设计
杨聖魁, 张天宏, 邓志伟
2011, 26(1): 234-240.
摘要 PDF(1022KB) icon1487 icon12
摘要:
基于可编程门阵列(FPGA)设计JTAG (joint test action group)控制器知识产权(IP)软核,可以实现在线测试.通过分析测试访问端口(TAP)控制器状态机及边界扫描专用控制器芯片原理,针对发动机控制器中常用的数字信号处理器(DSP)芯片,设计了JTAG控制器IP软核以及基于该IP软核的边界扫描测试验证系统的硬件电路,完成了主要指令的测试.采用该IP软核可以灵活地加载扫描矢量,实现在线测试.该设计可以用于扫描测试、故障注入等多个领域.

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