基于FLUENT数值仿真下的旋进旋涡流量计的研究与优化

对旋进旋涡流量计中旋涡发生体的结构进行了如下改进:将旋涡发生体的叶片与主轴的夹角由原来的60°减小到45,°将叶片由六片增加到七片。利用FLUENT数值仿真软件对改进后的旋进旋涡流量计做了数值仿真计算,对改进方案进行了验证,最后在实验装置上进行了试验。仿真结果与试验结果均表明,改进后的旋进旋涡流量计压力损失有了较大幅度的减小,并且在保证压力损失较小的同时其测量下限也有所降低,克服了旋进旋涡流量计应用中的一个不足。

采矿工程本研贯通多元数值仿真教学体系探索

针对采矿工程数值仿真教材、模拟程序和实践平台等本-研贯通性、进阶性不足问题,开展采矿工程本-研贯通的数值仿真教学探索与实践,编著采矿工程数值模拟教材、实验指导书、典型案例库和教学程序,组建一支高水平的数值仿真教研梯队,建成实践创新能力培养的多元数值仿真实验平台,构建符合采矿工程科技人才培养规律的本-研贯通式多元数值仿真教学体系,为培养采矿基础扎实、创新能力突出的工程和科技人才提供重要的支撑。

预张预应力-承插式预制桥墩抗震试验数值仿真

为充分利用承插式桥墩施工容差大、无黏结预应力桥墩震后可自恢复的优势,同时减少现场预应力张拉施工,提出一种承插式连接和工厂预张无黏结预应力筋连接的混合连接预制拼装桥墩。采用ABAQUS软件建立了该桥墩的三维有限元模型,基于已开展拟静力试验结果验证了该数值模型的精确性,并分析了桥墩的局部损伤、滞回行为、骨架曲线、耗能能力以及预应力筋张拉力、接缝开口等行为。结果表明:该研究建立的数值模型可以较好地再现拟静力结果,混合连接预制拼装桥墩力-位移曲线表现为“旗帜型”;当墩顶偏移率为5%时,墩柱仅出现横向裂缝,无其他明显结构损伤;当承插深度为0.4D时,承台出现轻微裂缝,当承插深度为0.7D时,承台可以提供足够的抗拔力且无明显损伤;外包钢管和钢垫板存在应力集中现象。

数值仿真实践在流体力学课程拓展中的应用

为加强学生对流体力学基础理论的应用,本文将数值仿真实践与课程拓展进行结合,分析了数值仿真实践在课程拓展中应用的优势,由“基础概念理解”“物理现象阐释”“综合扩展应用”3个层次设计了基于数值仿真的课程拓展方案。以流体黏性为例,运用Ansys FLUENT软件对工程案例进行数值模拟分析,直观呈现了流体流态并阐明了基本原理。数值仿真实践在流体力学课程拓展中的应用能够有效提升教师教学水平以及学生理论与实践相结合的能力。

覆冰厚度对气动脉冲除冰效果影响的数值仿真与试验验证

叶片结冰影响风力发电机的安全稳定运行,现有的叶片热力除冰、涂料防冰技术分别存在能耗高、耐候性差等问题,均无法大面积推广应用。受飞机机翼气囊除冰方法启发,该文提出一种新结构式的气动脉冲除冰方法。利用Abaqus商业软件对该方法的简化模型进行除冰过程的数值仿真,对比分析了不同脉冲充气气压下覆冰厚度对除冰效果的影响。同时,通过人工覆冰与除冰试验,对仿真结果进行验证。仿真与试验结果表明:在低充气气压下,冰层越薄越容易破碎脱落,覆冰厚度的增加有利于提升低充气气压下的脱冰率;在相同充气气压下,冰层厚度的增加可以降低结构表面形变。

选区激光熔化镍基合金IN625数值仿真热源模型比较研究

热源模型的选取对数值模拟增材制造过程中准确预测温度场分布和熔池形貌至关重要。本文选取面热源模型、体热源模型和双椭圆热源模型进行对比分析。3种热源模型被汇编成用户自定义子程序嵌入Abaqus/Standard仿真软件中用于镍基高温合金IN625选区激光熔化过程中最高温度和熔池形貌的预测。仿真与实验结果对比表明,双椭圆模型可以较好地预测熔池几何形貌,而体热源模型在预测最高温度值时准确度更好。相比之下,面热源模型在预测最高温度和熔池形貌时准确度最差。研究结果表明,在开展深入研究之前,热源模型的校准修正是提高效率和模拟准确性的前提。

基于滑移流模型的真空容器内羽流流场数值仿真

预示真空容器内羽流的力、热分布规律是制定大型真空羽流试验方案、提升试验环境模拟有效性的关键前提之一。针对“嫦娥七号”飞跃器点火试验,利用考虑H_(2)O与CO_(2)吸附的滑移流计算流体力学(CFD)方法,对真空容器内羽流流场压力、温度及气体组分时空分布的初期变化进行了仿真计算。结果表明,流场整体温度与H_(2)O组分质量分数均随时间推移呈急剧上升后平稳下降趋势,而压力则随时间推移呈波动上升趋势。基于该结论提出了试验优化建议。该方法为真空容器内羽流流场仿真提供了新思路,可为后续相关试验方案设计提供支撑。

基于Fluent流体传热仿真的毛细管风道设计优化

针对毛细管冷却风道内分离段毛细管柱轴向散热不均匀问题,设计一种变截面送风道。利用Fluent仿真软件对风道设计过程进行建模和数值模拟,优化改进风道冲击角、出入口形状与风道长度尺寸等参数,并通过对风道出风口风速与风道内柱面温度的实测验证设计的可靠性。结果表明:毛细管冷却风道经优化后,出风口的风速更加均匀,柱面轴向温差减小,温度均匀性得到改善。仿真结果较好地拟合了实验结果,4个出风口的风速在10.38~10.67m·s^(-1),柱面温差缩小至±1℃以内。优化后的毛细管冷却风道设计对提升分离段冷却效率具有指导意义。

诱导轮液氧空化流动特性数值仿真

诱导轮是决定涡轮泵抗空化能力的关键部件,为了揭示诱导轮内部液氧空化流动特性,建立了基于能量方程源项修正的低温空化数值计算方法,同时耦合了液氧物性随温度变化关系,利用经典低温空化和诱导轮空化试验数据进行了充分验证,对某三叶片诱导轮内部液氧空化流动进行了仿真分析。结果表明:低温介质空化过程中与周围液体存在剧烈的能量交换,但只有一部分空化溃灭释放的热量被传递至周围流场,通过调节能量方程源项中空化溃灭释热比例可使空化区尾部温度场预测精度提升0.5%。对比等温计算,考虑热效应后,液氧空化区范围和内部汽相体积分数大幅减小,对流道的阻塞程度降低,有效延缓了诱导轮扬程断裂。对3种温度下液氧空化流动进行仿真研究,发现液氧温度越高,空化范围越小,同时空化区温降越大,诱导轮空化性能改善也越显著。

空气涡轮起动机包容性数值仿真与结构优化设计方法研究

运输类飞机适航条款明确规定空气涡轮起动机等含高能转子的设备必须具备足够的轮盘破裂包容能力,但国内相关单位普遍缺乏空气涡轮起动机包容结构的正向优化设计方法。为解决该问题,本文采用有限元数值仿真方法开发出多参数优化的自动化计算软件平台和流程,通过建立包容环结构的多参数实验设计(Design of Experiments,DOE)样本数据库,根据样本数的优化结果构建Kriging近似模型,并利用有限元计算获得最优的结构设计参数。该方法选取U形包容环截面的厚度δ,槽宽a,槽深h和槽缘宽s等参数进行优化,采用数值仿真和试验验证相结合的方式进行对比分析。结果表明,优化后的包容环径向变形量可达到29.7%,相比于优化前的18.9%具有明显提升;优化后的包容环径向变形更充分、吸能效果更好,在相同包容性条件下减重效果高达38%。通过采用本文提出的结构优化设计方法,实现了某型空气涡轮起动机包容环的正向优化设计,该方法可用于在役空气涡轮起动机包容环的优化与新型号空气涡轮起动机包容环设计。

某微型导弹气动特性工程估算与数值仿真研究

微型化是空空导弹发展的一个重要方向,美国在导弹微型化方面已经取得一些进展。气动特性研究对微型导弹的控制系统和弹道设计具有重要意义,利用工程和数值方法对某微型导弹气动力系数进行仿真,以风洞实验数据为基准对仿真结果的相对误差进行分析。结果表明,两种仿真方法都能够得到与风洞实验相符的结果,其中数值仿真精度相对误差最大为12.42%,相较于工程方法(相对误差不大于27.31%)精度更高,但是在微型导弹初始方案设计阶段,工程方法计算效率更高。

大口径火炮发射噪声场数值仿真与实验研究

大口径火炮发射时产生的炮口冲击波会对炮手区域内设备及人员造成损伤。为研究大口径火炮发射时噪声场分布规律,基于有限体积法,采用SST k-ω模型,根据某火炮实体模型建立了火炮计算区域三维仿真模型,利用动网格技术计算得到了不同内弹道参数下炮手区域超压随时间的变化规律,并与实验进行对照确认了计算的可靠性。计算结果表明,高压高速燃气从侧孔及炮口流出后不断发展,在火炮周围形成了带有周期性的压力膨胀波并对炮手区域产生影响;在总体噪声分布规律上,炮手区域内噪声集中于火炮模型对称面及地面附近;同时由于内弹道参数差异,整体的噪声水平随装药量增大而上升。计算结果为分析内弹道参数与炮手区域噪声分布规律的内在关系提供了有效参考。

掺氢天然气管网数值仿真轻量化算法

目前针对管网数值仿真算法的优化主要集中在代数方程组的求解上。针对管网流动数值仿真算法提升计算效率方案中缺少针对封闭关系与状态方程的优化,分析了目前优化方案各模块的耗时情况,发现了仿真程序中耗时模块为封闭关系与状态方程求解。最后,结合计算机库函数的缺点以及现代CPU中SIMD (Single Instruction Multiple Data)模型的特点,提出了针对封闭关系与状态方程的轻量化算法,并验证了算法的高效性。研究结果表明:(1)封闭关系与状态方程模型中的耗时原因为直接调用库函数的次幂运算、指数运算、对数运算以及除法运算;(2)由于次幂运算效率远低于其他运算,通过变换消除了模型中几乎所有的次幂运算;(3)利用SIMD指令来计算指数运算与对数运算,实现了在单核CPU上同时计算多个数据的指数与对数,最后通过数学变换将所有除法转换为乘法;(4)轻量化算法加速效果显著,其整体加速比为18,而在状态方程求解模块的加速比更是高达70以上。结论认为,该轻量化算法在不影响计算精度的条件下提高了计算速度,对于提高掺氢天然气管网在线仿真与智能管网的建设具有重要的理论价值和技术支撑。

基于光滑粒子元的水-沙两相流冲刷数值仿真

基础河床冲刷逐渐成为水工建筑物等结构破坏的主要原因,传统分析方法基于欧拉网格法模拟,易出现网格畸变、计算不收敛等情况,降低了计算效率与精度.基于拉格朗日坐标系下无网格光滑粒子元法(Smoothed Particle Hydrodynamics,SPH)对河床冲刷过程进行数值模拟;将泥沙相视为非牛顿流体,分为沉积物、推移质、悬移质三种状态;引入Drucker-Prager与Shields应力模型作为泥沙状态转化判断准则,为不同状态泥沙粒子赋予不同流变特性,使计算结果可准确描述水-沙耦合过程.提出了基于SPH多相流模型的河床冲刷数值仿真改进算法,编写了泥沙冲刷计算模块,采用GPU进行计算加速,最后将所得数值水槽模型与Louvain溃坝试验及其他同类仿真结果进行对照.结果表明:本文模型能够更为准确地反映冲刷发展整体趋势;各时刻自由液面、水-沙交界面轮廓均方根误差均在合理范围内;数值模型与试验结果吻合度较高.

装液战斗部液体分散的数值仿真与试验研究

通过建立典型战斗部结构在不同驱动压力、不同动力黏度液体工况下的液体分散流体动力学仿真模型,对战斗部壳体的受力情况进行计算分析,仿真计算结果与试验测试数据对比可知,计算模型可为该装液战斗部壳体的受力规律分析提供支撑。建立了战斗部壳体内部压力测试系统,获得壳体内部轴向的不同部位的压力时程曲线和压力峰值,得出战斗部壳体内部由于压力波的叠加导致战斗部内部壳壁的峰值均高于驱动压力值,位于喷射孔近区的战斗部壳体承受压力值最大,随着与喷射孔距离的增加,压力峰值随之下降;火药产生的驱动压力和液体动力黏度与战斗部壳体的压力值均正相关。

飞机着陆数值仿真及机场道面动载特性研究

为研究飞机着陆滑跑过程民用机场道面动荷载特性,以Boeing737-800机型为例,基于动力学仿真软件VI-Aircraft,建立了机身、起落架及轮胎三维数值仿真模型,根据某机场道面实测平整度数据创建道面仿真模型,形成了一套考虑气动力变化特性的飞机着陆冲击仿真方法,并通过相关起落架系统落震试验以及飞机-地面运动学理论解析两方面验证了仿真方法的可靠性。此外,系统讨论了各类着陆状态参数对道面动载特性的影响,明确了不同着陆状态参数影响下道面动载系数量化取值范围,揭示了各着陆状态参数对道面动载响应的影响规律及影响机理。研究结果表明:随着陆质量、接地速度及滚转角增大,道面动载响应显著增强;随着陆航向速度增大,道面动载响应明显减小;而随俯仰角增大,道面动载响应整体呈现波动减小的趋势。飞机着陆过程中道面动载系数敏感性因素从大到小依次为:航向速度、着陆质量、接地速度、滚转角与俯仰角,充分考虑各着陆状态参数影响,一般情况下道面动载系数DIM分布区间为1.18~1.80。研究成果可进一步拓展用于飞机着陆跑道桥的分析研究。

一种新型氧合器的设计、数值仿真与实验研究

目的:设计一种新型氧合器,以解决目前体外膜肺氧合设备存在的跨膜压差大、血氧交换效率低、易发血栓等问题。方法:首先,将氧合器血液通路流场主体设置为扁平圆柱体。其次,对血液通路拓扑结构进行三维建模,并将整个流场切分为血液入口段及入口缓冲区、热交换区、血氧交换区、出口缓冲区及血液出口段。最后,采用ANSYS FLUENT软件进行仿真分析和样机制作实验,对比设计的氧合器和Quadrox氧合器的性能。结果:仿真计算表明,设计的氧合器整体性能与临床常用氧合器处于同等水平,且在跨膜压差、血氧交换和流量均匀性方面更优。实验结果表明,设计的氧合器跨膜压差和血氧交换率优于Quadrox氧合器。结论:设计的氧合器跨膜压差小、变温效果好、血氧交换效率高、血栓发生概率低,具有一定的优越性。

基于Fluent的超重力场煤泥浮前脱泥设备结构内部流场仿真模拟

研发一种新型超重力场煤泥水浮选前脱泥设备,通过Fluent软件对影响设备脱泥效果的五单因素即沉降槽板角度、沉降槽板上下比例、沉降槽板槽深、沉降槽板半径及排料挡板角度进行模拟仿真得出最佳的结构尺寸,结果表明:沉降槽板角度为45°,沉降槽板上下比例为1∶3,沉降槽板槽深为3cm,沉降槽板半径为13cm,排料挡板角度为60°时,设备具有较好的脱泥效果。

基于数值仿真的扭力梁变形对前束外倾影响的分析

为研究扭力梁悬架车辆在整车下线状态下由于扭力梁变形对前束外倾角产生的影响,以某电动出租车扭力梁前束外倾角为研究对象,利用数值仿真技术和台架验证相结合的方式,在扭力梁零/部件开发阶段就完成前束外倾角的机加工补偿和台架验证。相比传统利用小批量整车前束外倾角的统计分析结果对扭力梁前束外倾角进行机加工补偿的方法,该方法大幅缩短了开发周期,为主机厂对扭力梁悬架前束外倾角的机加工补偿提供了新的设计和验证方法。主要结果如下:1)利用扭力梁变形数值仿真方法,计算求得弹簧对扭力梁施加下线载荷后的扭力梁前束角变化为2.7′、外倾角变化为-31.5′;2)扭力梁结构对前束角变化影响较小,对外倾角变化影响较大;3)基于扭力梁前束外倾角数值仿真变形结果,给与扭力梁前束外倾角等值、反向的机加工角度补偿,利用扭力梁悬架系统台架进行实物验证;4)对比扭力梁前束外倾角变化的数值仿真数据和台架验证数据,误差均在10%以内,扭力梁变形数值仿真结果与台架验证结果的一致性较好。最后,通过整车批量验证,较好地满足了主机厂的生产要求。

小型发射箱激波开盖过程数值仿真

目的研究极小尾部空间发射箱内部的激波分布,通过数值仿真方法计算某导弹在小型发射箱发射时的内外流场。方法在Fluent中建立导弹和发射箱的三维计算模型,通过多组分运输模型模拟燃气和空气域,利用动网格技术模拟外流场,使用二阶迎风格式进行求解。结果获得了激波开盖过程中小型发射箱内流场的压力分布和导弹出箱后外流场的压力和温度,通过与同类文献比较,证明了结果可靠。其中,小型发射箱内的激波传播规律与常规箱体一致,但前盖压力峰值下降较大,该结论与前人研究中尾部距离对后盖所受冲击力的影响规律结论一致。结论过小的尾部距离减少了燃气射流在后盖上的垂直反射,导致传播到前盖的压力峰值降低,有前盖开启失败的风险。该研究为小型发射箱激波开盖技术提供了参考。