高超声速飞行器气动热预测技术研究进展

气动热预测技术是制约高超声速飞行器发展的关键技术之一。飞行器在高速飞行过程中,气动加热对其结构强度影响显著,严重时甚至可能导致结构损伤,因此,为保障飞行器飞行安全,必须采取有效的热防护措施,而掌握气动热变化规律是合理设计高超声速飞行器热防护措施的基础,它对于飞行器结构设计、材料选择均有重要的指导意义。本文从试验、工程计算与数值仿真三个方面系统地归纳、总结国内外学者在气动热预测方面的研究成果,并展望其未来的发展,以期为国内高超声速飞行器的研制工作提供有益参考与借鉴。

液氮喷雾冷却换热特性实验研究

通过搭建液氮喷雾冷却实验台,研究了TG6.5型实心锥喷嘴的喷雾冷却特性,分析了临界点附近的过热度和热流密度以及过热度和换热系数的关系,讨论了喷雾面积和喷雾流量对换热效果的影响。结果表明:在换热过程中,随着热流密度的增加,过热度变化可以分为缓慢增加、明显增加和急剧增加3个阶段,并且区间的分布和换热面积的大小关系密切。受核态沸腾过程中气泡的影响,出现最大换热系数时的过热度要小于达到临界热流密度时的过热度。增加喷雾流量能显著提高换热效果;增大热沉面积会降低单位面积内液滴颗粒冲击的频次和强度,换热效果下降。

高温高湿环境下机载蒸发循环系统动态特性

为探究高温高湿环境对机载蒸发循环系统的影响,基于AMESim平台构建了系统仿真模型,并结合直升机典型飞行剖面,通过比例积分方法控制压缩机转速,实现此环境下系统性能的动态仿真。结果表明,环境温度或湿度越高,系统制冷量越大、COP越小、座舱达到设定温度所需时间越长。高湿环境还会显著增加蒸发器的制冷剂侧压力损失并降低其换热效率。此外,飞行剖面对系统性能的影响较大。地面待飞阶段和爬升阶段,各特性变化较剧烈;巡航阶段,变化均较小;下降阶段,除COP持续下降外,其他特性由于飞行速度和环境温度对座舱热负荷的耦合作用先升后降,飞行阶段内存在明显的峰值;地面停车阶段各参数均趋于稳定。

类火星环境中火箭起降过程喷流影响研究

采用尺度自适应模拟(Scale Adaptive Simulation,SAS)方法对火箭在起降过程中喷流的地面效应进行了数值研究,对比分析了在海平面和类火星环境下的喷流冲击倾斜地面和水平地面时的流场结构以及喷管的侧向载荷。在海平面环境下,喷管内部出现流动分离,喷管内壁压力先减小,在分离点处压力达到最低点,然后压力增加至环境压力。喷流冲击倾斜地面时具有更强烈的流动不稳定性,喷流出现明显的时间演化现象。在类火星环境下,喷管内部不发生流动分离,内壁的压力沿着流向逐渐减小。喷流冲击倾斜地面时,在喷管出口的外侧形成了上下移动的马赫盘;喷流冲击水平地面时,喷流和地面反弹气流相互作用,阻碍了马赫盘的形成。研究结果还表明在类火星环境和海平面环境下,喷流冲击倾斜地面时喷管内壁温度均上升。研究结果将为火箭回收和火星着陆的方案选取提供参考。

风场下翼伞系统运动特性研究

为探究风场对翼伞系统运动特性的影响,建立了翼伞系统六自由度动力学模型,采用龙格库塔法对风场下翼伞系统运动特性进行了仿真计算。在此基础上,开展了翼伞系统在不同风向与不同飞行高度下运动特性变化的对比研究。结果表明:风场会改变翼伞空速,引起气动角变化,导致翼伞气动性能改变,使系统力、力矩不平衡,系统速度、姿态出现波动,而后重新恢复稳定,稳定后速度略大于无风时飞行速度与风速的矢量和;系统在顺风条件下前俯,逆风条件下后仰,侧风情况下会出现明显的滚转、偏航运动;飞行高度通过影响风速与大气密度改变系统平衡速度,高度越高平衡速度越大,但滑翔比与姿态角变化较小。文章所得风场下翼伞系统运动特性变化规律对翼伞轨迹规划及飞行控制有一定应用价值。

翼面形状对翼伞气动性能的影响

为了研究不同翼面形状对翼伞气动性能的影响,文章以某型冲压翼型为对象,建立了翼伞滑翔阶段稳态绕流流场数值模型,分析了翼面后缘形状对稳态滑翔阶段翼伞流场结构及气动特性的影响,在此基础上探究了后缘前掠角大小对翼伞气动性能的影响。研究结果表明,后缘前掠型翼面的上翼面前缘压力降低,有利于减小翼面压差阻力,升阻性能最好,翼伞设计时宜采用后缘前掠型翼面设计;随着前掠角增大,升力系数和阻力系数均先减小后增加,翼伞升阻比随着前掠角增大呈现先增后减的趋势;当前掠角过大时,上翼面流动分离区变大,压差阻力增加会导致升阻比降低;综合流场结构和气动特性考虑,前掠角为6°时翼伞气动性能最优。研究成果可为高滑翔翼伞设计提供一定参考。

方柱跨声速流动中的剪切层和尾迹特性

采用尺度自适应模拟(SAS)方法研究了来流马赫数Ma为0.71、雷诺数Re为4×10^(5)的方柱跨声速绕流,并对分离剪切层和尾迹特性进行了深入分析.为了验证SAS方法的可靠性,将SAS结果与已有数值和实验结果进行了对比.在当前的跨声速流场中,剪切层中的对流马赫数约为0.6,这意味着Kelvin-Helmholtz不稳定性主导剪切层的初始阶段演化.在剪切层的初始阶段,可以看出扰动涡沿展向呈现滚筒状结构.剪切层外侧附近和方柱的回流区均出现倍频现象,这与剪切层中存在明显的涡合并有关.压力场的本征正交分解表明,方柱跨声速流场中的主导流动模态为反对称模态,这与尾迹中的涡脱落现象和剪切层引起的压缩波传播有关.

SiO_3^(2-)浓度对KMnO_4/FeSO_4工艺除磷过程的影响

考察了天然水体中常见的SiO_3^(2-)对KMnO_4/FeSO_4工艺混凝除磷的影响。SiO_3^(2-)存在时KMnO_4/FeSO_4工艺混凝除磷的效能随着溶液pH的升高呈现先增加后降低的趋势。SiO_3^(2-)浓度为1.0 mmol/L,溶液pH值为4～6时,SiO_3^(2-)可促进KMnO_4/FeSO_4工艺除磷的效能,KMnO_4/FeSO_4工艺对磷的去除效果分别增加了6.0%,9.9%和6.3%;溶液pH值为7～9时,SiO_3^(2-)可显著抑制KMnO_4/FeSO_4工艺除磷的效能,KMnO_4/FeSO_4工艺对磷的去除效果分别降低了14.76%,32.6%和17.3%。KMnO_4/FeSO_4工艺形成的絮体颗粒物表面ζ电位显著降低,溶液中残余铁的量明显提高。另外,水中SiO_3^(2-)对KMnO_4/FeSO_4工艺形成的絮体颗粒物的组成和表面特征均有一定影响。该研究为KMnO_4/FeSO_4工艺混凝除磷技术的推广提供了必要的理论基础。

尺度自适应模拟和大涡模拟的关联性分析

采用理论分析和数值模拟相结合的方法,系统研究了尺度自适应模拟(scale-adaptive simulation,SAS)和大涡模拟(large-eddy simulation,LES)的关联性问题.在理论分析方面,对比分析了系综平均和滤波的定义、Spalart-Allmaras(SA)湍流模型和动态亚格子(subgrid-scale,SGS)模型关于湍流黏性系数的求解方式.理论分析结果表明,系综平均等价于盒式直接滤波,SAS和LES的控制方程在数学形式上具有一致性;SAS存在过多的湍流耗散,主要来自于SA输运方程中的扩散项.在数值模拟方面,选取来流Mach数0.55,Reynolds数2×10~5的圆柱可压缩绕流为分析算例.计算结果表明,SAS和LES预测的大尺度平均流场信息几乎一致,SAS预测的湍流脉动信息略低于LES.SAS在圆柱近尾迹区的湍流耗散过大,而在稍远的尾迹区几乎能够完全等效于LES.

水滴型凸肋通道内流动换热的数值模拟

通过三维数值模拟方法,研究了水滴型凸肋通道内的阻力和换热特性,并重点考察了尾缘角度对特性的影响。工况为Re=100~700,尾缘角度=25°、30°、35°和60°。结果表明:水滴型凸肋通道的流阻比圆柱型的小,换热性能比圆柱型的好,具有更好的综合性能。对于水滴型凸肋通道,尾缘角度对流阻的影响相对不明显,而对换热的影响较明显。不同Re下水滴型凸肋通道综合性能的最优解不同,当Re=400~700时,30°为最优,当Re=100~400时,60°为最优。

翼伞充气过程的流固耦合方法数值仿真

为研究冲压式翼伞折叠充气过程的流固耦合动力学特性,基于自由曲面变形理论建立了多气室冲压翼伞的展向折叠模型。流体域通过时步更新技术实现了随伞载系统运动,采用任意拉格朗日-欧拉(ALE)方法开展了翼伞非定常充气展开过程的非线性动力学数值计算,数值计算结果与空投试验结果具有较好的一致性。深入分析了翼伞充气过程中的三维外形及非定常流场分布情况,表明翼伞充气过程由于翼尖涡绕流,存在"翼尖上翘,中部凹陷"的翼伞尾流再附现象;各气室的充气规律关于中央气室对称;分析了翼伞气动特性的动态变化规律,充满后翼伞滑翔比稳定在2.24。上述研究为翼伞设计及开伞性能预测提供了一定的理论依据。

液氮滴撞击壁面相变行为的数值研究

采用Level Set-VOF方法建立单液氮滴撞击壁面的数值模型,探索壁面润湿性(30°-150°)、撞击速度(0.1和1.6 m/s)及壁面温度(300-500 K)对液滴撞壁演化过程中相变行为的影响,并理论推导了气膜生长数学模型.结果表明:增强壁面润湿性、提高撞击速度有利于液滴沿径向铺展,从而增大了换热面积并降低热阻,使换热性能得到显著提升;提高壁面温度增大了换热温差,热流密度随之上升;三相接触线处热阻较小导致边缘处热流密度高于中心处,不同润湿壁面上热流分布的差异性因初始速度的增大而缩小,呈现明显的速度效应;在膜沸腾区,传热过程主要集中在撞击初期,气膜是主要换热热阻;基于质量守恒和能量守恒建立气膜生长数值模型,模型预测结果与本文模拟结果和其他研究结果非常吻合.

不同地面条件重装空投气囊着陆缓冲过程数值分析

刚性地面假设的重型装备空投的数值结果无法准确模拟空投的着陆姿态,需使用土壤地面对空投的缓冲性能进行研究。使用LS-DYNA有限元仿真软件对土壤地面和刚性地面下空投的着陆缓冲性能进行对比,研究刚性地面的适用条件;并研究土壤地面下不同横向风速对空投着陆缓冲性能的影响。结果表明:空投竖直冲击地面时,两种地面下货物的最大过载差异很小,而在横风条件下前倾冲击时过载差异很大,故在横风条件下需采用土壤地面进行数值分析;土壤地面下横向风速、初始竖向速度越大,竖向峰值过载越大。

新型环保制冷剂系统性能研究

为得到制冷系统不同参数以及回热器对新型环保制冷剂R1234yf,R1234ze,R152a,R448A,R290,R600a系统性能的影响,基于VapCyc建立有/无回热器两套仿真模型,并且通过试验验证了模型的正确性.仿真得到了分别选用上述6种制冷剂时,系统制冷量及制冷系数COP随过热度、环境温度、压缩机转速、冷凝器侧风量、蒸发器侧风量的变化规律.结果表明:制冷量随过热度、外界环境温度的升高而减小,随压缩机转速、冷凝器侧风量、蒸发器侧风量的增大而变大;COP随过热度、外界环境温度、冷凝器侧风量的增大而降低;随压缩机转速、蒸发器侧风量的增大而升高;相同工况下,制冷量的大小顺序为R448A,R290,R152a,R1234yf,R1234ze,R600a,COP大小顺序为R600a,R1234ze,R152a,R1234yf,R290,R448A;对于上述6种制冷剂系统,增加回热器对系统性能均是有益的,且系统制冷量及COP平均提高了10%,6%左右,并且对R600a系统性能提高最为有利.

基于联合仿真的板翅式换热器温度场研究

为进一步研究板翅式换热器在大温差换热条件下的温度场和流量分配特性,采用了FLUENT与基于VC++语言程序的联合仿真方法,以给定结构的板翅式换热器为例对其进行验证分析。研究表明将联合仿真方法应用于板翅式换热器仿真计算,对研究航空预冷器温度场特性有现实意义。仿真结果与试验数据误差为0.6%~6.4%,联合仿真方法准确可行。板翅式换热器相同通道内横向温度变化与距冷边入口距离接近线性分布。热边芯体出口温度在流量分配不均和冷边流动方向的叠加影响下呈现温度梯度很大的不均匀分布。该研究方法具有通用性,可为其他换热器的仿真计算提供参考。

充气式气动减速器的折叠方法及充气过程数值仿真

针对充气式气动减速器难以建立折痕有序、径向压缩的折叠模型,本文提出了分割映射折叠方法。首先基于分割映射技术得到分割展平面;其次通过矩阵变换将分割展平面转换为连续的几何折叠模型;最后,采用初始应力修正了建模过程中的模型误差,降低了充气过程中的应力集中和网格畸变问题。数值结果表明:充满的单圆环的表面积和体积误差仅为1.8%,验证了本文折叠方法的高精度;充气式气动减速器的初始和充满外形与实验外形一致,展开过程稳定、有序,说明该方法的可靠性和适用性。本文折叠方法适用于任意旋转曲面的多维压缩和有序折叠,提高了曲面展开数值仿真的精确度和稳定性。

基于M-L湍流模型的浮空器强迫对流换热

外表面强迫对流换热是影响临近空间浮空器热控的重要因素,而流体的流动状态对强迫对流换热具有十分重要的影响。目前对浮空器外表面强迫对流换热的仿真研究多采用雷诺时均方程,将流动作为全湍流进行计算,且并未考虑转捩现象的影响。为了研究转捩现象对强迫对流换热的影响,首先通过在Reynolds数为1.14×10^6情况下采用M-L转捩模型球体浮空器绕流得到的结果与实验结果以及采用Shear Stress Transfer(SST)k-ω、k-ε模型模拟结果进行对比分析,验证了M-L转捩模型在模拟球体浮空器强迫对流换热时的优越性。在验证数值模拟方法的基础上,分析了Reynolds数对球体浮空器强迫对流换热的影响。基于数值模拟得到的结果,在Reynolds数为10^6~10^8的范围内,拟合得到了球体浮空器强迫对流换热关系式。

直升机应急漂浮系统传感器模块可靠性分析

直升机应急漂浮系统是直升机海上救生的主要装备之一,对其传感器模块进行可靠性分析,对保证直升机应急漂浮系统安全运行、坠水过程中可靠触发至关重要。在充分了解非同型单元k/n(G)表决系统的基础上,通过Matlab/Simulink搭建不同逻辑关系下传感器模块的蒙特卡罗模拟平台,并进行相应模拟与理论计算。结果表明:将蒙特卡罗模拟应用于传感器模块的可靠性分析具有一定的可行性与有效性;依据功能危险性分析相应结论,并结合可靠性分析结果,该直升机应急漂浮系统传感器模块选择3/5表决系统最为合适。研究结果可为后续相似模块的逻辑关系选择与可靠性设计提供技术路线。

农药液滴撞击移动液膜和非对称冠状水花形成机理分析

研究农药液滴在植物表面的撞击规律对于提高农药喷雾效率、促进农业病虫害治理具有重要意义。采用CLSVOF(Coupled level set and volume of fluid)方法建立单液滴撞击水平运动液膜的数值模型,通过分析撞击后液体内部的压力分布、速度分布和涡量云图,验证了运动间断、射流形成和射流顶部末端飞溅机制,揭示了非对称水花形成机理。由计算结果可知,液膜流动产生冠状水花主要体现在两侧射流发展行为不一致、冠基厚度不均匀和两侧射流末端飞溅现象不对称,并且受液膜流动惯性的影响,冠基随着液膜流动发生迁移,当无量纲速度U=0.8、无量纲时间T=3.47时,冠基完全迁移至撞击点右侧;颈部压差机制导致射流形成,射流的发展由液滴的径向运动和射流端部的旋涡共同决定,随着液膜流速的增大(0~0.8),上游的射流沿水平方向快速生长,下游射流则倾向于垂直向上延伸,两侧射流末端运动速度均增大;液滴径向运动速度和铺展速度之间的速度差决定了射流末端飞溅状态,上游液膜流动方向与液滴铺展方向相反,故上游末端飞溅行为比下游显著。

某循环海水泵振动故障诊断与趋势分析

针对某CPR1000核电机组因循环海水泵的下部滚动轴承振动大、存在紧急降负荷运行或停运的风险,开展了振动故障诊断与趋势分析。通过分析该BCV 285型循环海水泵运行中的振动尖峰能量信号和振动速度均方根信号,发现该轴承外环滚道存在局部剥落且发生共振是海水泵振动大的主要原因。通过采取强化轴承的润滑和加强基础刚度等措施,减小了海水泵的共振响应。实践表明,实时监测振动速度均方根值的变化趋势可以指导该型循环海水泵的安全运行。