铁路空调硬卧车内气流分布的数值模拟

建立了铁路空调硬卧车内CFD仿真模型,对车厢内流场、温度场和热舒适性评价指标进行了分析。采用稳态不可压缩雷诺时均N-S方程、k-ε湍流模型,应用控制容积法和交错网格进行离散。计算了空调硬卧车内三维空气流场和温度场,并与实验结果进行了对照,两者吻合较好。在此基础上分析了车厢内人体热舒适性,结果表明车厢中部和端部铺位PMV分布不同,端部人体热舒适感较好,中部较差;而且同一计算断面不同铺位的人体热舒适感差异较大:上铺有较大区域PMV<-1.0,人体感觉较凉;中铺大部分区域-0.51.0,人体感觉偏暖。     

一种用于分析封闭腔内湍流自然对流换热的k-ε新模型

由于目前用于求解湍流自然对流流动与传热的k-ε模型在应用过程中存在不足,结合高雷诺数k-ε模型需要借助壁面函数法来确定壁面上相关参数值和低雷诺数k-ε模型在近壁区布置更多节点以便获得粘性底层详细信息的特点,重新定义了湍流普朗特数σt的计算式,提出了一种修正的k-ε新模型;利用该模型对封闭方腔内的湍流自然对流流动与传热进行了数值分析。结果表明:与文献中数值模拟结果相比,当108≤Ra≤1014时本文模型所得壁面平均努塞尔特数更接近文献中的实验值,与实验值之间的相对误差在8%以内;壁面的局部努塞尔特数与文献中的实验值吻合得较好。这说明本文模型用于求解封闭腔内湍流流动与传热问题是合适的,比其它湍流模型更能准确地描述封闭腔内湍流自然对流换热中边界层发展与壁面传热特性之间的内在联系。     

大型客机座舱混合送风形式的数值模拟

提出了一种新的四风口混合送风形式，并采用计算流体力学（CFD）对其送风效果进行评估。首先利用真实MD-82飞机实验平台的气流实验数据对所采用的非定常RNG k-ε模型进行了验证；然后针对某机型座舱的热天地面工况，用上述验证后的CFD模型分别对这种新的四风口送风形式及现行的两风口、三风口混合送风形式进行了数值仿真；最后对这三种送风形式营造的客舱环境从速度、温度、局部热舒适度等角度进行了分析比较。结果表明：非定常RNG k-ε模型能够准确合理地预测客机座舱内的空气流动；两风口送风形式在乘客周围形成较大风速，脚部吹风感达15%；三风口送风形式下走廊风速达到0.5m/s，会引起工作人员的热不舒适；而新的四风口送风形式在乘客周围大部分区域的风速低于0.1 m/s，垂直温差引起的不满意率（PD）平均值约为0.5%，吹风感引起的不满意率（DR）在身体周围大部分区域低于5%，其舒适度是三种送风形式中最优的，适合在客机上使用。     

石英振梁加速度计静态输入输出特性

通过平衡方程建立了一种石英振梁加速度计敏感元件的静力学模型,分别利用梁弯曲振动微分方程和有限元分析方法获得了敏感元件的输入加速度与输出频率之间的精确关系,从而从理论上获得了敏感元件的静态输入输出特性。通过离心试验对所设计的加速度计进行了标定,并与理论计算结果进行比对,最终认为理论计算能够准确的反映出石英振梁加速度计的静态输入输出特性。同时,该计算方法可以为其他包含振梁的传感器的设计提供依据。最后,提出了实测结果与理论计算存在偏差的原因:标度因数的偏差来源于振梁厚度的加工误差,非线性度的偏差来源于装配角度偏差以及外界温度变化引起的频率漂移等因素。     

三元可燃混合气体爆炸极限实验及预测方法

为了控制并预防原油的储存及输运过程中挥发气体造成的安全风险，在20 L球形爆炸容器内开展了由原油中挥发轻烃CH₄、C₃H₈和C₂H₄构成的三元可燃混合气体的爆炸极限实验，提出并验证了基于Le Chatelier定律及Chemkin模拟的一维层流预混火焰模型预测三元可燃混合气体爆炸极限的方法。结果表明，三元可燃混合气体爆炸极限始终位于3种纯组分的爆炸极限内，随着某一纯组分增加呈现出接近其爆炸极限的趋势。3种纯组分对爆炸上限的影响要强于对爆炸下限的影响，其中C₂H₄对三元可燃混合气体爆炸上限影响尤为显著。两种预测方法的预测结果均与实验规律性一致。Le Chatelier定律预测混合气体爆炸下限较准确，但对爆炸上限的预测随着C₂H₄的增加偏差增大，修正后偏差明显减小；Chemkin预测爆炸下限虽存在一定偏差，但在实验偏差的允许范围内，可作为一种预测三元可燃混合气体爆炸下限的新方法。     

基于Vreman亚格子模型的有限开口空间内热驱动流数值模拟

利用基于Vreman亚格子模型的大涡模拟技术对有开口的单室和双室房间内热驱动流进行了数值模拟,利用函数分析法定量分析了模拟结果的准确性,并与Smagorinsky亚格子模型的模拟结果进行了比较.结果表明,Vreman和Smagorinsky亚格子模型的计算结果均能够满足工程的需求,但Vreman亚格子模型在开口附近区域的温度和U速度计算结果在整体上比Smagorinsky亚格子模型更接近实验值;Vreman亚格子模型未像Sma-gorinsky亚格子模型那样过高地估算壁面附近高温区域的粘性耗散;对于单室房间内热烟气层高度的预测,采用Vreman模型得到的计算结果准确性比Smagorinsky亚格子模型提高近50％.     

弹性杆热膨胀屈曲特性分析

本文建立并求解了弹性杆非线性屈曲的基本方程，揭示了热屈曲问题的内力马变温之间的单调降关系和热屈曲挠度的非突发性，指出了线性解和非线性解的差异性，并对如何准确定义临界变温作出了建议。     

轴对称再入舱模型气动热特性数值模拟研究

应用基于块结构网格的有限体积求解方法,对热化学非平衡环境下轴对称再入舱模型的气动热特性进行了数值模拟。控制方程为带化学反应的多组元轴对称N-S方程,空间离散采用VanLeer迎风格式,时间推进为隐式LU-SGS格式;采用7组元7化学反应模型及Park双温模型模拟再入流场的热化学非平衡效应。对Hollis MP-1模型的气动热特性进行了数值模拟,分别就网格效应、湍流模型、流场的热力学性质对流场的气动力、热环境的影响进行了深入研究。研究结果表明:SST模型与k-w1998模型能更准确地计算再入流场热流峰值的位置与大小;在再入舱模型的局部区域,采用热力学非平衡模型计算的物面压强与热流结果要明显低于热力学平衡模型的结果。     

发射药燃烧热辐射传播规律

采用构建物理数学模型和实验验证的方法,首次提出发射药燃烧热辐射柱体理论模型;利用自由场条件下的单基发射药燃烧热辐射实验,对比分析球体热辐射模型,验证了柱体理论模型能够客观反映发射药燃烧热辐射传播规律。实验表明,自由场条件下4种不同单基发射药药量的燃烧热辐射实验数据与柱体燃烧理论模型相吻合;同时由数据拟合分别得到单基发射药热通量与药量、距离以及热剂量与药量、距离的定量函数关系,可为准确评估单基发射药燃烧热辐射毁伤效应提供相关理论基础。     

热喷干扰气体模型对飞行器气动特性影响分析

针对不同气体模型对高超声速飞行器喷流反作用控制系统(RCS)热喷干扰流场模拟的计算效率和准确性问题, 基于喷流燃气物理化学模型, 通过数值求解含化学反应源项的三维N-S方程, 建立了飞行器RCS热喷干扰流场数值模拟方法, 分别采用化学反应流、反应冻结流、二元异质流以及空气喷流四种气体模型开展了典型外形热喷干扰流场的数值模拟, 研究了不同气体模型对热喷干扰流场结构、飞行器气动力热特性的影响, 分析了不同马赫数、飞行高度下的变化规律. 研究表明: 化学反应流模型计算精度较高, 计算与风洞试验数据的吻合程度优于其他三种简化模型; 在本文的低空条件下, 采用简化模型进行热喷干扰流场数值模拟, 会低估分离区大小, 使飞行器气动力特性预测出现偏差, 同时也会低估表面热环境, 对防热系统设计不利, 随着马赫数增加, 简化模型对气动力热特性预估的误差进一步增大, 同时不同简化模型之间的差异也进一步增大; 飞行高度较高时, 模型之间的差异减小, 此时可采用简化模型进行计算以提高计算效率. 本文的研究结果可为飞行器热喷干扰流场数值模拟及喷流反作用控制系统设计提供参考.      

热变形求解及其对高速点接触弹流润滑影响研究

提出了一种固体表面热变形求解新方法(ITD),由此研究了热变形对高速点接触弹流润滑行为的影响. 为此,基于计入流体惯性项的Reynolds方程获得了油膜压力,采用追赶法对润滑剂和接触固体的温度进行了求解,进而研究了不同工况下有无热变形的高速点接触非牛顿热弹流润滑性能. 采用有限元法和离散累加法对ITD法进行了验证,通过中心膜厚试验验证了考虑热变形的正确性. 结果表明:ITD法可准确快速地计算表面热变形;考虑热变形后,油膜厚度降低且向油膜出口倾斜,考虑热变形后的中心膜厚更接近试验结果.      

捷联惯导系统改进参数辨识初始对准方法

在线晃动干扰环境下,现有捷联惯导系统(SINS)参数辨识初始对准算法的观测方程建模存在不足,对准收敛速度和精度都会受到影响。提出了改进参数辨识初始对准算法,将计算干扰速度的平均值列入辨识模型参数,提高了初始对准的收敛速度和对准精度,此外,还推导了比力双重积分的参数辨识模型,有利于进一步抑制晃动干扰的影响。仿真结果表明,改进算法消除了现有对准算法中可能存在的固有偏差,获得更加平滑的失准角估计效果。     

磁电弹性复合材料热接触特性研究

磁电弹性(Magneto-electro-elastic, MEE)复合材料在接触热载荷作用下将产生复杂热应力、热电和热磁多物理场响应.基于半解析法建立MEE复合材料热接触模型，其中，推导了单位集中法向力、切向力、电荷、磁荷和温升载荷下各物理量的频率响应函数，引入热流-温升影响系数计算摩擦热产生的温升，并采用离散卷积快速傅里叶变换和共轭梯度法加速其计算过程.将模型计算结果与有限元仿真进行对比，验证模型有效性.进一步利用所提模型分析热接触过程中摩擦热对各物理场的影响规律，结果表明：滑动速度、摩擦系数和表面形貌改变将影响摩擦热分布，进而显著影响应力、电势和磁势的大小和分布；弹性场和电场与摩擦温升呈负相关，而磁场与其为正相关，并且耦合场对温升的敏感程度由高至低为弹性场、电场和磁场.     

汽车液压阻尼器的四段线性化模型

通过对现有某车用液压阻尼器的实验研究和车辆悬架系统动力学仿真研究，发现这种阻尼器的动力学特性存在复杂的非线性行为。为准确描述这类阻尼器的动力学特性和进行汽车悬架系统的动力学仿真研究，本文根据阻尼器的实验数据，提出一种新型四段线性化阻尼器模型，并建立其相应的数学模型。通过汽车悬架系统的动力学仿真研究表明，采用四段线性化阻尼器模型，汽车悬架系统簧载质量在不同路面不平度函数作用下的加速度响应和均方根加速度响应随频率变化不会出现大的波动。与等效线性化阻尼器模型相比，四段线性化阻尼器模型，能较好降低汽车悬架系统簧载质量的加速度响应和均方根加速度响应，有利于提高汽车乘坐舒适性和行驶稳定性，并为新型阻尼器设计提供一个新的思路。     

显式方法精确模拟形状记忆聚合物热力学行为

通过构建一个热耦合的多轴可压缩应变能函数，得到应力-应变、应力-温度和应变-温度之间的函数关系，建立形状记忆聚合物的本构方程.本文引入三个基于对数应变的不变量使得模型（i）可以模拟可压缩情况；（ii）适用于单轴拉伸和等双轴拉伸至少两个基准实验；（iii）多轴有效.通过显式方法（i）给出自由能和熵的具体表达，证明模型热力学定律；（ii）给出应变-应力，温度-应力以及，温度-应变的形函数具体表达.多轴模型在特定的情况下可以自动退化到各自的单轴情况. 通过调节形函数的参数，最终得到的模型结果和实验结果能够精确匹配.新方法建立的本构模型得到的结果能更加准确地指导形状记忆聚合物的工程设计。     

快速热点火熔奥梯铝炸药燃烧转爆轰实验研究

以熔铸型含铝混合炸药熔奥梯铝为对象，研究铸装含铝混合炸药快速热点火后的燃烧转爆轰特性。建立了快速热点火燃烧转爆轰实验平台，由实验装置（加热装置、约束钢管、炸药）、压力测试系统、光纤测速系统组成；加热装置加热15 mm厚45钢钢板，峰值温度大于1 100 ℃，温升速率为85～95 ℃/s。开展了快速热点火带壳熔奥梯铝炸药燃烧转爆轰实验，由加热装置加热约束钢管内熔奥梯铝炸药，炸药化学反应阵面压力和传播速度分别由压电性高压压力传感器和光纤探针测定；实测阵面压力约1 GPa，传播速度最大约2 600 m/s。由光纤数据获得炸药化学反应阵面传播轨迹，通过特征线方法获得冲击形成点，半定量给出冲击形成距离大于850 mm；并比较了管体破片质量实测值与炸药完全爆轰时破片平均质量计算值，实测值远小于计算值。综合实测化学反应阵面传播速度和压力、冲击形成距离分析、破片质量比较，可确定熔奥梯铝炸药没有发生完全爆轰，其化学反应状态为爆燃。另外，采用Adams和Pack模型、CJ燃烧模型，都能够半定量的预估冲击形成距离和燃烧波后压力，为实验设计提供依据，但CJ燃烧模型的计算结果更接近于实测值。     

气体模型对再入飞行器气动力热环境影响的数值研究

复杂外形再入飞行器的设计,需对气动力热环境进行预测,由于不同的气体模型会对预测的结果产生影响,所以气动设计时就必须考虑这一影响.采用热化学平衡气体模型和双温度热化学非平衡气体模型对复杂外形再入飞行器的气动力热环境进行了数值计算;分析了气体模型对气动力、壁面热流等值线、驻点线平动温度、振动温度、组分质量分数等特征量的影响...     

基于无量纲分析的法向恢复系数模型研究

作为描述接触碰撞过程能量损失的重要参量,恢复系数的深入研究对于提升现有接触碰撞力模型预测性能、准确描述接触碰撞现象,并进一步探明其对机械系统整体动态特性影响规律方面具有重要作用.鉴于现有恢复系数模型计算精度的局限性,本文基于无量纲分析方法,提出了一种考虑材料特性与初始碰撞速度的新型恢复系数模型.具体实施过程如下:首先,利用有限元软件ABAQUS建立弹性球-理想弹塑性基底法向接触碰撞数值仿真模型,分别从最小网格尺寸设置与接触碰撞能量转换角度验证了所建模型的有效性;基于此模型开展多工况下的数值模拟研究,分析不同材料弹塑性参数与初始碰撞速度对接触碰撞响应的影响;在此基础上,引入无量纲化参数E*/(ρv_nc²)与σ_y/E*,寻找恢复系数与弹塑性参数及初始碰撞速度间的函数关系;进一步结合Johnson塑性碰撞理论,反向推算获取屈服速度与材料属性的映射关系,最终建立无量纲化恢复系数新模型;通过与低速试验数据、高速有限元模拟结果的对比,验证了新模型的预测精度和泛化性能.     

基于格子Boltzmann方法的非平衡气动加热算法

提出了一种新的Euler与Boltzmann方程结合的气动加热数值计算方法。该方法首先采用CFD软件中的FLUENT来获取三维复杂外形边界层外缘气动参数,通过可压缩格子Boltzmann方法(LBM)的微观非平衡粒子的流动和碰撞来模拟边界层中气体热流动过程,解决了工程方法和N-S方法的适用范围不足和计算效率低下的问题。在每个LBM的流动与碰撞的过程中通过更新密度分布函数来使得宏观的速度和温度计算得以耦合。同时,对热LBM模型还做了湍流比拟和改进来扩展其应用范围。最后,通过一组高超声速气动加热试验数据证明了该结合方案的正确性和有效性,并讨论了该结合方案较其它常用方法的优缺点。     

基于非线性耦合本构关系模型的尖化前缘气动加热影响研究

结合数值模拟与风洞试验技术,在高超声速连续/稀薄滑移流条件下对尖化前缘这一典型构型的气动加热影响开展深入研究.在三维有限体积框架下,应用非线性耦合本构关系(nonlinear coupled constitutive relations, NCCR)模型对试验工况下的尖化前缘外形开展数值计算,检验NCCR模型在尖化前缘构型中准确描述局部稀薄非平衡流动和物面气动热的性能.数值结果与实验数据对比表明,在等效高度33 km的风洞试验条件下, NCCR模型计算得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差为1.81%, Fay-Riddell公式和纳维-斯托克斯(Navier-Stokes, NS)方程得到的驻点热流系数峰值同实验值偏差均在5%以内,物面其他位置的壁面热流系数计算值与实验值偏差均在10%以内,证明此时飞行器尖化前缘区域局部稀薄气体效应对气动加热影响程度较弱;在等效高度60 km时,飞行器尖化前缘区域附近的局部稀薄气体效应对气动加热的影响较为明显, NS方程计算的驻点热流系数偏差为33.31%, Fay-Riddell公式计算驻点热流系数同实验值偏差为29.5%, NCCR模型计算的驻点热流...