制退机流固耦合仿真分析

传统的制退机流体与结构相互作用研究一般只注重于对内部流场的仿真分析,但都忽略了流体对结构的作用,仅将流场模拟的压力数值等同于结构所受压力,分析并不全面。文中通过建立制退机流场与结构场的耦合模型,在ANSYS Workbench一体化平台上,将内部流场数据传递给制退机结构场,运用Workbench集合的ANSYS Mechanical进行瞬态的固体分析,得出结构体所受的应力应变数据,为制退机结构设计提供了理论依据。     

高速切线泵叶轮结构流固耦合分析

高速切线泵是伺服系统动力元件,利用流固耦合方法分析了切线泵叶轮在耦合流场压力载荷时的应力状态,并与无流场压力载荷时的叶片应力状态进行了对比分析。叶片内部应力整体分布规律为越靠近叶轮中心的区域应力越大,越靠近叶轮外缘的区域应力越小;叶片根部最内侧为切线泵叶轮的危险点,耦合流场压力载荷对叶片最大应力影响较小,但会对整个叶轮应力的状态进行重新分布,个别叶片的应力会增大,设计时应注意对每个叶片区别分析。     

弹性整流罩低空分离仿真及影响因素分析

随着天地往返运载器（Reusable Launch Vehicles,RLV）的发展,整流罩低空大过载分离的应用日趋广泛,气动力、大过载对分离的影响成为当前研究的重点。基于ABAQUS建立整流罩复杂蒙皮桁条结构的完整弹性体模型,对低空大过载分离的影响因素进行仿真分析,结果表明气动力、大过载均会增加分离的难度,气动力的存在有助于减小铰链根部变形,过载则会加剧铰链根部变形。通过与火箭撬加速整流罩分离试验结果进行对比分析,验证了该仿真分析的正确性,并进一步提出了改进意见。     

基于CSD/CFD舵面气动力流固耦合仿真分析

空空导弹空气舵面与气动力存在流固耦合作用。采用ANSYS Workbench 14.5对空气舵面与气动力进行了流固耦合仿真分析,研究了攻角和马赫数对舵面振动位移的影响。研究表明,舵面振动位移频率受攻角和马赫数的影响较小,舵面振动位移幅值随攻角和马赫数的增大而增大,并呈非线性关系。低马赫数范围内,飞行速度的变化对舵面振动位移的影响更为明显。攻角为30°,马赫数为3时,舵面振动位移曲线更趋向于等幅振动,舵面趋向于颤振临界状态。     

高速飞行器热流固耦合光传输分析

气动环境下,光学头罩与来流之间的热流固耦合作用形成的非均匀折射率场将严重干扰光线传输。针对这一问题,首先通过求解Navier-Stoker方程,得到流场各项参数的分布,并对光学头罩进行热流固耦合分析。然后采用光线追迹法模拟光线从目标到达探测器面的传输路径,计算光程差。最后通过像质评价函数分析其对成像质量的影响。结果表明:随着飞行速度增大,耦合折射率场对光传输的影响增大,光学系统成像质量严重下降。     

大型整流罩地面分离技术

应用大型有限元软件Abaqus计算了地面气动载荷作用下大型整流罩分离过程。研究了无气动载荷、气动等效载荷和耦合欧拉-拉格朗日(CEL)流固耦合模型对整流罩分离过程中重要运动参数的影响,应用空腔模型设计计算了多气室排气式气囊对整流罩的安全回收。结果表明,CEL和空腔模型计算结果与试验结果基本一致。     

阿里安整流罩及其分离系统

整流罩的基本功用是包封和保护有效载荷免受有害环境,诸如:潮湿、雨、阳光、风、运载火箭在地面时的灰尘的影响以及在飞行期间免受气动载荷及热流的影响。整流罩上半部特殊的球缺外形是根据有效载荷舱的最佳设计进行几何选择的结果。为了满足有效载荷与地面站之间在发射前、发射期间及发射后通讯联系的需要,特别为     

液力变矩器叶片流固耦合强度分析

在高功率密度液力变矩器的设计过程中,为解决在泵轮转速大幅提高时带来的叶片强度问题,基于流固耦合分析技术(FSI),将某型液力变矩器的流场分析与强度分析相结合,提出其一般分析方法和流程,通过计算流体动力学和有限元数值模拟,实现了叶片强度较为准确的预测,确定了叶片的应力分布和变形情况,为高功率密度液力变矩器叶栅系统的工程设计提供了理论依据。     

三维流固耦合瞬态温度场有限元程序

本文提出了流固耦合温度场的有限元法,并用于湿式离合器摩擦片的温度场计算。其主要优点是将流体和摩擦片作为一个整件来求解它们的温度场。另外,由于利用具有特殊加权函数的Petrov-Galerkin法进行有限元离散,使能量方程能进行迭代解。     

柴油机气缸盖流固耦合传热分析研究

采用ANSYS Workbench软件中的CFX mesh模块,对柴油机缸盖、缸盖内冷却水道的几何模型进行了网格划分,并对流体和固体的交界面进行了耦合处理,实现了流体和固体之间热量的传递。在ANSYS Workbench软件的CFX模块中采用整场离散、整场求解的方法对耦合系统的有限元模型进行仿真计算,得到了在额定工况下冷却水的流场、缸盖以及耦合面的温度场,并对其热状态进行评价,为进一步进行热应力和热变形计算提供依据。     

柔性整流罩地面展开试验仿真分析与飞行状态分离预测

大型整流罩的地面分离试验难以在真空环境下进行,为实现对飞行状态中分离情况的准确预测,需根据地面试验数据修正建立的有限元模型。基于耦合欧拉-拉格朗日算法,对大型柔性整流罩的地面展开试验进行流体与固体耦合仿真分析,获得了整流罩在空气阻力作用下展开的运动特性及呼吸变形,结果表明仿真结果与试验数据一致,验证了该模型及方法的正确性。采用相同模型对飞行状态下的整流罩分离进行仿真预示,并分析了空气阻力、轴向过载对分离特性和呼吸运动的影响规律。研究表明：空气阻力会降低整流罩的运动速度和呼吸运动频率,增大呼吸运动幅值;随着轴向过载的增大,呼吸运动幅度增大;整流罩的呼吸运动与其1阶振型相关。     

大面积比喷管侧向载荷流固耦合数值仿真

针对大面积比喷管在地面试车以及启动与关机过程中出现的侧向载荷,采用三维数值仿真方法进行分析。通过集成软件平台MpCCI,连接计算流体动力学软件FLUENT和有限元软件ABAQUS,对燃气流动与喷管结构运动变形进行了耦合计算。计算分析了喷管入口总压从3MPa增大到7MPa共五种条件下,各个阶段的侧向载荷及喷管结构参数随时间变化情况,分析发现此喷管将受到一定的侧向载荷作用,载荷方向随机分布。入口总压为4MPa时的侧向载荷峰值最大。分析也得出了这五种条件下较强的侧向载荷主要由激波转变和喷管出口部位的激波振荡两种不对称状态产生;侧向载荷的大小也与喷管入口总压有较大关系。采用流固耦合计算方法能体现喷管的结构变形从而更准确的反映喷管与燃气流相互影响的真实环境,为优化设计大面积比喷管提供了支撑。     

H-Ⅱ火箭整流罩进行分离试验

宇宙开发事业团于1985年3月在川崎重工业公司岐阜工厂用1∶1模型对 H-Ⅱ火箭的整流罩分离机构进行了工作试验,见图1。H-Ⅱ火箭整流罩,同 H-Ⅱ火箭的第一级发动机(LE-7)、大型固体火箭(SRB)一样,都是日本自主开发的关键项目。过去,N-Ⅰ、N-Ⅱ、H-Ⅰ火箭用的整流罩都从美国引进,而这次供 H-Ⅱ火箭用的整流罩却是日本自己研制的。     

H-Ⅱ火箭整流罩分离试验成功

日本宇宙开发事业团成功地进行了H-Ⅱ大型火箭最初试验型国产整流罩分离试验,从而对在1991年发射第一枚H-Ⅱ火箭更加充满了信心。在进行国产H-Ⅱ运载火箭研制过程中,整流罩也象第一级发动机和大型固体火箭助推器一样具有同样重要的地位。整流罩分离试验,包括这次试验在内,在1989年以前总共要进行四次。为此,承制单位——川崎重工业公司要建立一个专门的装配厂。在H-Ⅱ火箭以前日本使用的整流罩都是美国麦道公司生产的,宇宙开发事业团为从H-Ⅱ大     

基于ADINA的安溢阀流固耦合技术研究

通过对安溢阀流固耦合分析建模中环流间隙模拟技术的研究,建立了相应的仿真分析模型,并进行了验证计算。验证结果表明:该方法能够很好地等效环流间隙,并能很好地融合于整阀模拟中,突破了安溢阀模拟的难点。     

整体式固冲发动机空空导弹一体化设计

采用分步优化方法，研究了整体式固冲发动机中远程空空导弹的一体化设计问题。在质点弹道总体优化设计中，把导弹和整体式固冲发动机作为一个系统，优选了导弹和发动机的参数；在质点系优化设计中，对控制系统参数进行优选，满足导弹的命精度要求。实例计算结果表明，采用分步优化方法具有较高的效率，便于工程应用。     

金属波纹管流固耦合动态特性分析与试验研究

针对U型金属波纹管在管路连接中的减隔振特性,分别用理论分析、数值模拟和物理试验研究波纹管的模态、频响曲线等动态力学性能及流固耦合状态下的结构变形行为。首先,通过波纹管动态试验求出轴向和弯曲方向的扫频曲线,将其与仿真分析的固有频率和频响曲线比较,验证模型的准确性。其次,通过协同仿真引擎求解不同流速下流体与波纹管结构间的相互影响。结果表明:流固耦合状态下整体频率降低,对流体载荷引发的波纹管振动,其位移随时间呈一定周期波动,湍流扩大了位移幅值。另外,在低流速情况下,重力方向有较大振动。在流体介质部分,主体流速较初始速度增加10%,在接近壁面处波纹导致涡旋耗散部分能量。     

阿里安4卫星整流罩的分离特性预示

阿里安运载火箭整流罩的抛掷,一定要避免与运载火箭和有效载荷之间的任何碰撞。因此应通过分析和验证试验来核实所需要的相应最小间隙。本文先简要阐述整流罩的结构和和有限元模型,然后讨论分离模型的分析工作如何进行。特别要注意的是,几何非线性变化带来的影响。用现有的研究试验数据与相应的预示结果作了比较,进一步提出将来研究整流罩有限元模型的改进方法。     

第六章 卫星整流罩及分离系统

阿里安卫星整流罩如图6—1所示。它的基本功用是包封和保护卫星(有效载荷)及仪器舱内的仪器免受有害环境的影响。整流罩由法国宇宙航空工业公司委托瑞士康特拉夫斯公司研制。它的结构是沿纵向分成两半的一个圆柱段加前后锥壳的组合式结构。(见图6—2)。     

整体式头罩分离运动轨迹可靠性分析

针对导弹整体式头罩分离运动过程,为了获得不同工况下头罩分离轨迹的可靠度,采用最小二乘方法拟合罩体运动轨迹曲线,通过多元线性回归方法建立拟合参数与飞行状态参数间关系;建立了安全边界方程,利用蒙特卡洛方法计算罩体运动轨迹的可靠度;考察了罩体运动过程中各随机变量变异系数对可靠度的影响;获得了整体式头罩分离运动的可靠性基本规律,为头罩分离机构设计和可靠性分析提供技术参考和有效方法。