适用于超声速湍流扩散燃烧流动的火焰面模型

为了建立适用于超声速流动的湍流扩散燃烧模型,本文首先分析了火焰面模型应用于超声速流动的物理基础,然后数值模拟了轴对称超声速射流形成的氢气/空气扩散燃烧流场,利用实验数据校正了火焰面模型中重要物理量标量耗散率的模型系数.计算结果与实验数据的对比表明,本文修正后的火焰面模型对超声速湍流扩散燃烧流动的模拟能力是令人满意的.基于火焰面模型理论以及数值模拟结果,本文首次研究了湍流脉动对平均状态方程以及化学反应源项的影响机理,得到以下结论：组分浓度和温度脉动相关项对平均状态方程影响很小;温度脉动会降低水的生成速率,但其影响较小;组分浓度脉动在接近于氧化剂一侧区域增加水的生成速率,而在另外的大部分区域会降低水的生成速率;组分浓度与温度的脉动相关作用会很大程度上降低水的生成速率.     

基于Favré平均的高超声速可压缩转捩预测模型

本文在Favré平均的框架下推导了可压缩层流脉动动能输运方程,并根据一定的假设和尺度分析封闭了该方程.通过将Favré平均层流脉动动能方程与Favré平均Navier-Stokes方程联合求解,构造了适用于高马赫数的层流-湍流转捩位置预测模型.应用所发展的可压缩模型及不考虑其显式可压缩项的模型对来流Mach数为5.91的裙锥绕流进行了数值模拟,给出了不同壁面条件下边界层的转捩位置,并与现有的基于参考温度进行可压缩修正的转捩模型计算结果以及实验结果进行了对比,表明所发展的模型在高超声速流动转捩预测上具有更高的精度.     

饱和砂土的渐近状态特性及其模拟

在UH（统一硬化）模型的基础上,基于部分塑性体积应变与塑性剪应变有耦合的思路,把对土塑性变形有影响的硬化参量分为耦合硬化参量和非耦合硬化参量,提出了一个新的双硬化的弹塑性本构模型．此模型新颖之处在于它不但可以有效的考虑应力路径也可以考虑应变路径对应力应变特性的影响,所以新模型既能合理预测排水、不排水,也可以模拟部分排水及部分吸水条件下的应力应变关系．结合渐近状态概念,还给出了基于饱和砂土排水试验参数计算不排水极限应力比、静止土压力系数梳的简单公式．模型参数简单,仅比Camclay模型多了一个特征状态点应力比,全部可通过常规三轴压缩试验简单确定．     

超声速湍流燃烧火焰面模型理论分析

火焰面模型由于具有物理直观、计算效率高等优点,受到了学术界的高度重视,并逐渐被用于超声速燃烧的数值模拟中．但是,火焰面模型是从低速流中发展起来的,超声速流中火焰面模型假设是否成立,火焰面模型能否用于描述超声速燃烧,亟需澄清和证实．基于此,本文从理论上对超声速燃烧流场中是否存在火焰面模式进行判别．首先讨论了湍流脉动与火焰面之间的相互作用,给出了不同作用程度下所呈现的燃烧机制;然后对超燃冲压发动机燃烧室内部湍流流动与燃烧的特征尺度进行计算和比较,用于判定超声速流中火焰面模型假设是否成立,结果发现对预混燃烧,考虑实际低速回流区／剪切层中脉动速度较低,所有飞行马赫数下超声速燃烧流场均满足火焰面模型假设;对于非预混燃烧,除高飞行马赫数下极小部分燃烧流场位于慢化学反应区外,其余也均满足火焰面模型假设;最后以德国宇航研究中心的支板喷氢超声速燃烧流场为例进行数值计算,以便从定量上对燃烧模式进行细致判别,结果发现超声速燃烧发生的区域为充分发展的湍流区,且整个流场中火焰面模型假设成立．     

基于不定场流动及动力响应分析的水轮机运行区划分

水轮发电机组运行状态随运行工况不同而存在明显的差别. 研究了万家寨水电站两种型号的大型混流式机组与水口电站同一种型号两台大型轴流转桨式机组的运行性能和运行区划分方法; 发现影响万家寨机组运行稳定性的最主要因素为尾水管内涡带引起的水压力脉动, 影响水口水电站机组安全运行的有水力脉动引起的活塞杆动应力、桨叶动应力及转轮水推力等; 综合分析在运转特性曲线上绘制的影响机组安全运行参数的分布云图, 绘出水轮发电机组的安全运行区、过渡运行区和禁止运行区.     

气动热-气动弹性双向耦合的高超声速曲面壁板颤振分析方法

建立了气动热、气动弹性双向耦合高超声速二维曲面壁板颤振分析方法．基于柯西霍夫假设和冯卡门非线性应变．位移关系,建立了考虑几何非线性的二维简支曲板的气动．热．弹性分析方程;使用迦辽金方法对方程离散处理,采用四阶龙格．库塔法求解微分方程;三阶活塞理论用于气动力分析;使用参考温度法和平板气动热公式计算气动热．研究中重点考虑：1）气动热与气动弹性双向耦合,既分析气动热对结构刚度的影响,又分析气动弹性对气动热的影响;2）结构温度随飞行时间的积累效应;3）弦向和厚度方向非均匀温度分布的影响;4）曲面壁板的初始变形对壁板颤振发生时刻的影响．通过与传统的只考虑气动热．气动弹性单向耦合的分析结果进行对比,发现基于气动热和气动弹性双向耦合的壁板颤振分析结果更危险,这一点在精确分析中应当予以重视．     

阶梯溢流坝水流数值模拟及特性分析

针对Mixture模型,考察了Realizable k-ε模型,SSTk-ω模型,v2-f模型,LES模型等4种湍流模型对阶梯溢流坝水流数值模拟的适用性.通过对非掺气区域坝面平均流速、旋度大小、边界层厚度的计算,并与实验结果进行分析比较,结果表明：Realizable k-ε模型考虑了流体微团的旋转效应,提高了对较大曲率流动、旋流流动和涡旋运动的计算精度,对阶梯溢流坝有很好的适用性.以Realizable k-ε模型计算结果为基础,进一步分析了边界层内的速度分布、阶梯面压力分布等坝面水流特性.     

超燃冲压发动机燃烧室内湍流燃烧流场的数值模拟研究

应用经显式可压缩修正的SST湍流模型,对超燃冲压发动机燃烧室流场进行了三维数值模拟,并与实验结果进行了对比.通过对燃烧室流场数值模拟结果的分析给出了湍流燃烧流场的特征.为了定量分析超声速流动条件下湍流燃烧的作用特点,基于湍流燃烧理论与湍流燃烧的数值模拟结果,通过对控制无量纲参数在流场中变化的研究发现：超声速燃烧发生的区域为充分发展的湍流区;在喷口附近湍流和燃烧的作用最强烈;超声速燃烧流动中,湍流引起的火焰非定常效应和局部火焰熄灭现象均可忽略,定常火焰面的近似假设是成立的.     

大变形飞机配平与飞行载荷分析方法

提出了一种可同时考虑结构几何非线性效应曲面气动力效应的大变形飞机静气动弹性配平和载荷分析方法.该方法利用三维曲面涡格法计算大变形飞机的曲面气动力,引入非线性结构有元计算方法考虑结构几何非线性效应,采用曲面样条插值方法解决气动/结构耦合问题,然后结合全机在变形构型下的刚体运动平衡方程进行柔性飞机大变形状态气动/结构耦合情况下的静气动弹性配平迭代求解.以某常规局大展弦比柔性飞机半展长缩比模型为例,应用该方法对其纵向静气动弹性配平特性及飞行荷进行详细的分析与研究,并与MSC Flightloads线性方法的计算结果进行了对比.分析结果表明结构变形较小时,本文非线性方法和线性方法的计算结果吻合较好.而当结构具有较大变形时,由于线性方法无法考虑气动力曲面效应和结构几何非线性效应故不再适用,而本文出的非线性方法可对大柔性飞机在大变形构型下的配平特性作出较为准确合理的预测,并可满足飞机设计各个阶段的工程应用需求,完成考虑结构几何非线性静气动弹性配平特性的多轮次快速分析.     

纯引力轨道验证质量辐射计效应与残余气体阻尼的耦合建模及分析

纯引力轨道飞行器在精密导航、重力场测量以及基础科学研究等方面具有重要意义．内编队是用于高精度地球重力场测量的纯引力轨道飞行器，其中内卫星干扰力抑制是决定测量水平的关键因素之一．辐射计效应和残余气体阻尼都是内卫星受到的气体分子干扰力，通过分析两者的作用机理，建立了内卫星辐射计效应和残余气体阻尼的耦合模型，该模型反映了内卫星受到的实际气体分子作用力，仿真结果证明辐射计效应和残余气体阻尼的耦合值随内卫星运动速度线性增加．通过分析可知，该耦合值与腔体平均压力和内卫星最大截面积成正比，与腔体平均温度的平方根成反比．     

应用MDDES的飞行器气动／结构耦合抖振数值模拟

严重分离流动非定常效应是造成现代飞行器发生抖振的主要因素,因此,准确模拟飞行器分离流动是开展飞行器抖振研究的基础．本文在综合考虑现代计算机资源以及分离流流动模型可信度的基础上,建立了基于MDDES（Modified Delayed Detached Eddy Simulation）的分离流非定常数值模拟方法,通过对典型的战斗机大攻角分离流模拟计算,对计算方法进行了验证．在此基础上,综合利用RBF径向基函数技术与无限插值方法建立高效的、鲁棒性强的动网格技术,结合模态空间下结构动力学方程,建立了飞机气动／结构耦合抖振数值模拟平台,对某战斗机大攻角下边条涡干扰引起的垂尾抖振问题开展研究．数值结果显示：通过对流场中涡破裂位置的压力脉动的时域响应进行的频谱分析表明,不同尺度的涡结构脉动频率覆盖了垂尾的结构固有模态频率,相比较雷诺平均Navier-Stokes方程,MDDES方法能够分辨出更细致的、更高频率的小尺度涡结构;与颤振明显的区别,各阶模态位移加速度响应由自身模态所主导,一阶弯曲与一阶扭转模态存在强烈的耦合,使结构产生加速度,承受较大的惯性力载荷冲击,是引起结构疲劳的主要因素,验证了所采用数值手段和相应方法的有效性．     

球形破片侵彻明胶运动模型对比研究

为准确描述破片与目标相互作用,揭示致伤机理,将Sturdivan,Segletes,Liu侵彻模型与考虑明胶应变率效应的改进模型进行对比,并分析模型差异.分别选取Ф3,Ф4和Ф4.8 mm球形破片为杀伤元,对破片在明胶中运动规律进行了实验研究.同时,对4种运动模型进行数值计算,并与实验结果进行了对比分析.结果表明,考虑应变率效应的改进运动模型理论值与实测值误差较小,一致性较好,能较为准确描述球形破片在明胶中运动规律,可为轻武器弹药设计和战伤救治提供理论参考.     

超声速气流中喷射角度对射流混合特性的影响研究

本文采用AUSMPW格式,求解全NS方程加SST双方程湍流模型,研究了超音速气流中横向喷射的流场.数值模拟给出了流场中由于射流喷射引起的附面层分离、马赫盘等现象,计算结果的壁面压力分布和试验结果吻合较好.在此基础上重点分析了喷射压力和喷射角度对燃料混合特性的影响.     

基于FLUENT的NA63A系列翼型气动特性对比分析

利用计算流体力学软件FLUENT6．3．2对在风力发电领域应用较为广泛的NA63A系列翼型的外部流场进行数值模拟,采用Spalar-S．Allmaras湍流计算模型求解该系列翼型在不同攻角下的压力、速度分布。进而对NA63A系列不同翼型在相同攻角下以及网种翼型在不同攻角下的气动特性进行对比分析并总结规律,为该类翼型的性能研究提供了一定的理论依据。     

港口非线性波浪三维耦合计算模型研究

建立了外域用差分求解高阶Boussinesq方程、内域用有限元求解Laplace方程的三维非线性波浪对船作用的时域计算耦合模型.研究了该类三维耦合模型的匹配条件,耦合求解过程和内域、外域公共区域长度的确定,探讨了内域有限元网格的剖分方法.把该耦合模型的计算结果与实验结果、内域用Euler方程的耦合模型计算结果进行了对比,结果表明该耦合模型具有满意的精度,适用于模拟较大区域内波浪对三维船等固定物体的作用,为今后近海岸大区域非线性波浪对三维非规则物体作用的时域计算和三维分区计算提供了参考.     

TCVI工艺制备C／C复合材料的多物理场耦合模拟

采用2D轴对称瞬态模型对热梯度化学气相渗积（TCVI）22艺制备高性能C／C复合材料过程进行模拟．模型包括对流、热传导、扩散、沉积反应和孔隙演变等物理化学过程．采用有限元方法实现了多物理场迭代耦合计算，得到了各时刻流场、温度场和密度分布规律，研究表明对流对温度场分布具有重要影响．对于采用TCVI工艺致密化100h的C／C复合材料，对比实验测得的预制体平均密度径向分布，计算结果与实验结果符合一致规律，验证了模型的可靠性和模拟计算的预测能力．     

介质阻挡放电等离子体流动控制的研究

在等离子体激励因素诱导流场变化实验和数值模拟分析的基础上,探索了介质阻挡放电等离子体流动控制的效应．结果表明湍流模型比层流模型可获得更好的结果．通过平板流动实验与压气机叶栅实验相结合的措施,研究了等离子体对外流、内流加速与抑制流动分离的耦合作用．实验结果表明：等离子体激励可以改变边界层的速度特性;在流速低于20m／s时,等离子体激励可显著改善栅后总压和速度分布特征;流速接近50m／s时,等离子体仍会明显改变总压和速度的最小值;可见,在低速流动条件下,采用等离子体激励方式能达到抑制流动分离的目的．     

泄水建筑物过流面掺气设施的空腔长度

泄水建筑物过流面掺气是一种有效的减蚀方法．在掺气设施设计中有许多因素需要考虑，其中之一是空腔长度，它对掺气减蚀效率起着重要作用，而决定空腔长度计算精度的一个主要参数就是水流出射角．本文分析了影响水流出射角的结构参数和水力学参数，通过引进权重系数提出了考虑上述参数影响的4个改进的出射角计算公式；根据6个工程12个掺气设施的68组试验资料，包括模型和原型实测资料，运用误差理论，对4个改进的计算公式进行了比较，推荐了出射角的计算公式；用本文推荐的公式计算的空腔长度，与当前流行的5种公式的计算结果相比，本文推荐的计算公式具有较高的精度．     

双吸离心泵空化特性的试验及数值模拟

试验测量了一台双吸离心泵的能量特性和空化特性.基于RNG k-ε湍流模型和质量输运空化模型,探讨了质量输运空化模型中凝结项经验系数对数值模拟结果的影响,结果发现凝结项经验系数主要影响叶轮内空泡长度.在此基础上,修正了双吸离心泵空化流动数值模拟中凝结项经验系数的取值,计算得到的双吸离心泵扬程随进口压力变化曲线与试验结果吻合较好,验证了数值计算模型和方法的准确性和可靠性.双吸离心泵空化流动数值模拟结果表明:随着泵进口压力的降低,空化首先在叶片吸力面进口附近的低压区发生,之后沿叶片吸力面往叶轮流道中部发展,并向叶片压力面扩散;受双吸离心泵蜗壳非对称结构的影响,叶轮内不同流道的空化区域分布不均匀.     

基于高阶面元法与模态法的静气动弹性分析方法

建立了一种基于高阶面元法与模态法的静气动弹性分析方法，并基于此方法对弹性机翼进行了静气动弹性分析．基于机翼几何实体模型建立了三维气动力模型，利用高阶面元法计算气动力，通过模态法实现气动与结构的耦合，以AGARD445．6机翼和一个小展弦比机翼为研究对象，分析了机翼结构弹性变形对气动力的影响．本文重点研究了机翼的气动力系数、翼根载荷、结构变形、不同展向位置的压力分布等参数的变化趋势，并将部分结果与风洞试验、基于风洞试验气动力所得弹性结果进行了对比．结果表明：高阶面元法计算所得气动力具有较高的精确性；基于高阶面元法与模态法的静气动弹性分析方法具有可行性、可靠性和高效性，可以提供较为全面的静气动弹性数据为飞机初步设计参考．