高温堆燃料元件气动力提升过程的数值模拟

为研究高温气冷堆中燃料球的气动力提升过程,本文采用三维计算流体力学数值模拟与三自由度动力学仿真解耦的方法对燃料球的运动轨迹进行了模拟。通过计算流体力学方法计算了燃料球在提升管内所受的气动力,运用三自由度动力学仿真给出了燃料球在输送管道内的运动轨迹。将数值模拟的运动轨迹与实验测量的结果进行对比发现,本文数值模拟可准确地预测燃料球的运动轨迹和碰撞次数,与实验结果相符。这表明本文方法可用于模拟高温堆燃料球的气动力提升过程。     

既有桥梁对相邻车-桥系统气动力的影响分析

为了研究既有桥梁对相邻车～桥系统气动力的影响,通过节段模型风洞试验,测试了考虑、不考虑既有桥梁干扰工况下相邻车-桥系统的气动力系数,数值模拟了作用在车-桥系统上的抖振力时程,并计算了抖振力极值.结果表明:既有桥梁对相邻车-桥系统气动力的影响显著,导致部分工况下列车、桥梁的气动力显著增大,结构设计中应充分考虑邻近桥梁的气...     

双分裂导线尾流驰振的数值模拟

利用计算流体动力学(CFD)方法对双分裂导线在均匀来流作用下的气动力与流场特性进行数值模拟计算,研究得到各子导线的气动力系数,以及背风侧子导线气动力系数随其与迎风侧子导线相对位置的变化曲线。同时采用两节点索单元模拟导线,梁单元模拟间隔棒,建立双分裂导线的尾流驰振数值模拟的有限元模型,并基于CFD方法数值模拟得到的各子导线气动力参数建立双分裂导线的气动力模型;利用Ruange-Kutta显示积分法对其动力方程进行非线性数值求解,得到其尾流驰振的动力响应。最后以某实际工程中双分裂导线为例,研究间隔棒布置、分裂导线倾角以及风速对分裂导线尾流驰振的影响。上述结论可为双分裂导线的防振设计与研究提供参考。     

某型弹丸气动力分析

本文建立了某型弹丸的外流扬数值仿真模型,通过Cart3D气动力分析软件仿真计算获取到相关的气动参数后,利用相关公式可进行稳定性分析及射程估算,其结果与试验对比基本一致,说明采用数值仿真方法进行弹丸气动外形设计是有效可行的,仿真结果可为方案设计提供参考。     

基于变结构控制的气动力/直接力切换控制设计

为了减小脉冲发动机工作时喷流与外流场对弹体和气动舵面产生的耦合作用,提高气动力／直接力复合控制系统的性能,文中提出一种气动力／直接力切换控制方案,即在导弹末端攻击目标时断开气动力控制回路,只用直接侧向力控制。采用变结构控制设计飞行控制系统,实现气动力与直接力的平滑切换。数字仿真结果表明该方法能有效地提高导弹自动驾驶仪的快速性、鲁棒性,减小直接力机构与气动舵面之间的操纵耦合,显著改善导弹的脱靶量。     

燃气轮机箱装体排气引射通风冷却的试验研究

本文通过一系列排气引射试验,得出了引射系数和引射工作段几何参数配合、排气烟道阻力、被引射气流道阻力的关系,得出了箱体内冷却气流的流场,同时,首次提出引射冷却时,燃气倒灌入箱体的可能性。从这些试验曲线出发,提出在设计燃气轮机排气引射通风冷却时,几何参势选取原则及其最佳值的范围。     

格栅翼组合体的超音速气动特性研究

介绍了超音速下格栅翼组合体的气动特性实验研究情况 .通过对两种格栅翼翼身组合体气动力实验结果的分析 ,以及与平板翼翼身组合体气动力数据的比较 ,阐述了格栅翼的气动特性 .结果显示格栅翼的阻力比平板翼的大 ,网格数越多阻力越大 ,在 M=2 .52 1 0时 ,斜置密网格格栅翼的升力大于平板翼的升力 ,削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力     

流体力学数值计算中建立六面体网格拓扑关系的并行算法

建立网格拓扑关系是弹箭气动力数值计算过程中关键的一步。文中根据六面体规则网格相邻单元的关系约定，提出一种基于MPI建立六面体网格拓扑关系的并行算法。详细介绍TN算法的基本原理，并行实行过程中的规则化处理，数据存储及计算通信过程。并通过数值试验证明了该方法的可行性。     

基于多燃气动力的水下变深度发射内弹道

为研究水下变深度发射导弹的内弹道问题,通过由多个燃气发生器组成的弹射动力系统,建立了水下发射的内弹道计算模型,介绍了可同时满足多种深度发射的内弹道仿真方法,进行了仿真计算。结果表明:在20～60 m的深度范围发射,可以通过调节3个燃气发生器的点火时序,得到18.9 m/s±3.4 m/s的出筒速度调节范围。由多燃气发生器组成的弹射动力系统是解决变深度发射导弹的有效途径。     

隔转鸭舵式弹道修正弹气动力工程模型与辨识

修正弹的气动力可表示为外形和飞行状态的函数,其模型直接影响动力学系统求解的准确性。在风洞试验数据的基础上,建立适用于隔转鸭舵式弹道修正弹的气动力工程模型。模型综合考虑复攻角和鸭舵相位角的复合效应,并利用最小二乘方法对修正弹阻力、升力、侧向力以及俯仰力矩的工程模型进行参数辨识,模型预测结果得到了计算流体力学计算的验证。结果表明：鸭舵的诱导阻力较小,小攻角范围内利用对称拟合表征修正弹阻力的误差小于3.3%;在攻角和鸭舵相位角的综合影响下,升力表现为正弦特性,侧向力在鸭舵相位角为180°时会出现二次正弦叠加现象。气动力模型为隔转鸭舵式弹道修正弹的飞行特性分析奠定了基础。