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相似文献
 共查询到19条相似文献,搜索用时 140 毫秒
1.
为对原子力显微镜(atomic force microscope,AFM)的微悬臂梁进行定性动力学特性分析,建立AFM微悬臂梁的简化模型,探讨AFM探针的受迫振动.通过理论计算得出AFM探针简化模型的运动方程,并得到振动波形,证明了AFM实际应用中的对称问题和"频漂"问题,并发现AFM简化模型的间歇式碰撞现象.用负弹簧模拟探针针尖与样品之间的长程引力,并通过理论计算探讨长程引力对AFM测量的影响.  相似文献   

2.
Supersonic combustion and hypersonic propulsion   总被引:9,自引:0,他引:9  
50 多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性. 本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析. 高超声速推进的首要问题是净推力, 利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约, 它们往往互相牵制. 几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意, 液体碳氢燃料(煤油) 超燃冲压发动机在飞行马赫数5 上下的加速和模态转换过程, 成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈. 研究表明, 利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措, 燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前, 实验模拟技术和测量技术相对地落后, 无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟. 计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics, CFD) 逐渐成为除实验以外唯一可用的工具, 然而, 超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难. 影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题, 和未来5~10 年重点发展方向的建议.  相似文献   

3.
固体火箭冲压发动机补燃室沉积数值模拟   总被引:1,自引:0,他引:1  
考虑液态颗粒碰撞和聚合过程、液态颗粒和壁面碰撞过程,建立了固体火箭冲压发动机补燃室沉积数值计算模型,对模型发动机补燃室内颗粒之间碰撞、沉积的相互作用过程进行了数值模拟,得到了颗粒沿轴向和沿出口平面径向方向的分布情况,并计算得到了补燃室壁面不同段的沉积层厚度值。将计算结果与试验结果进行对比,最大误差为0.8mm,表明该计算模型具有较高的计算精度。  相似文献   

4.
对泡沫铝的宏、细观组织结构,基于MC方法建立与材料制备工艺相应的数值模型,作为多尺度模拟的前提.通过计算模拟和统计分析大量数值试样的力学性能,得到了不同制备工艺制得的泡沫铝的弹性模量的分散性特点.借鉴代表性体积单元方法(RVE)和完全多格方法(FMG)的思想,采用基于"巨原子"模型的多尺度关联方法,并以简化的物理势场描述巨原子问的关系,设计了原子-巨原子-有限元多尺度算法.通过算例探讨了与理想刚性平面接触时,泡沫铝接触表面的应力集中情况.  相似文献   

5.
轧制过程中金属薄板承受的应力状态较为复杂,为了简单快速地估算板材变形区应力分布,根据轧制过程板材中部和边部应力分布的差异,将变形区沿宽度方向分为中部区域和边部区域,忽略宽展并对应力状态进行了简化假设,通过理论推导,建立了轧制变形区应力分布的简化计算模型,实现了对整个轧制变形区轧件承受应力状态的估算求解;并将计算模型求解得到的应力分布与有限元仿真结果进行了对比。结果表明求解得到的轧制变形区各向主应力的分布和数值模拟结果基本一致,证明了简化计算模型的有效性。  相似文献   

6.
220kV高压输电线路风偏有限元模拟研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
利用ABAQUS/CAE建立了220kV架空高压输电线特征段线路有限元模型,模型中包括子导线、绝缘子串和间隔棒等,并采用考虑随高度变化的Kaimal谱和Davenport相干函数,运用谐波合成法数值模拟风场,进而采用ABAQUS软件完成该特征段线路的风偏响应时程分析.将计算得到的在不同基本风速随机风荷载作用下的风偏响应统计结果,与现行设计规程中悬垂绝缘子串风偏角简化方法的计算结果进行比较,讨论了现行架空高压输电线路杆塔塔头设计时风偏角计算方法的不足.  相似文献   

7.
可压缩流场中气泡脉动数值模拟   总被引:6,自引:3,他引:3  
在应用边界元方法对气泡动力学的研究中, 绝大多数模型是建立在不压缩势流理论基础之上, 针对可压缩流场中气泡运动特性的研究很少. 从波动方程出发, 分别在气泡运动前期和后期对波动方程进行简化, 得到气泡运动局部和全局简化方程, 采用双渐进方法对简化方程进行匹配, 提出了考虑流场可压缩性的非球状气泡运动模型. 该模型的计算结果与Prospertti 等的解析结果吻合很好, 气泡脉动最大半径和内部最大压力随气泡脉动逐渐减小. 基于该模型对比了自由场中药包爆炸考虑可压缩性与不考虑可压缩性的计算结果, 发现考虑可压缩性气泡射流速度较小, 随后基于该模型计算了刚性边界下气泡的运动特性.  相似文献   

8.
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.   相似文献   

9.
针对结构力学与工程结构设计中力学模型和载荷作用方式的简化,分别采用一次性加载法、模拟施工三加载法和分层法,研究了竖向载荷作用下框架结构力学模型的简化与计算,分析了三种方法的计算假定和计算结果,给出了合理适用范围。一次性加载法更适用于抗连续性倒塌分析和建筑结构改造设计计算,模拟施工三加载法更适用于新建工程的设计计算,分层法作为一种简化的手算方法可作为理解结构力学原理的基本方法。  相似文献   

10.
针对结构力学与工程结构设计中力学模型和载荷作用方式的简化,分别采用一次性加载法、模拟施工三加载法和分层法,研究了竖向载荷作用下框架结构力学模型的简化与计算,分析了三种方法的计算假定和计算结果,给出了合理适用范围。一次性加载法更适用于抗连续性倒塌分析和建筑结构改造设计计算,模拟施工三加载法更适用于新建工程的设计计算,分层法作为一种简化的手算方法可作为理解结构力学原理的基本方法。  相似文献   

11.
碳氢燃料点火燃烧的简化化学反应动力学模型   总被引:4,自引:1,他引:3  
基于``准稳态'方法建立了一套复杂化学反应动力学模型简化方法和相应的软件SPARCK. 并以3种典型的碳氢燃料------甲烷、乙烯和庚烷为研究对象,从甲烷点火燃烧的GRI2.11详 细基元反应动力学模型出发简化得出了包含14个组分10步总包反应形式的简化化学反应动 力学模型,从乙烯燃烧的51组分365详细基元反应模型出发简化得出了包含20个组分16 步总包反应形式的简化化学反应动力学模型,从庚烷点火燃烧的160组分1540详细基元反 应模型出发简化得出了包含26个组分22步总包反应形式的简化化学反应动力学模型. 通过 对典型激波管试验的结果对比可以看出:得到的简化反应动力学模型能较为有效地再现 详细基元反应模型的反应机理,具有较高的计算精度. 在工程计算中有较好的应用前景.  相似文献   

12.
动态存储方法在气相爆轰波数值模拟中的应用   总被引:1,自引:0,他引:1  
为减少反应流计算花费的时间,采用动态存储建立热力学数据表(In situ adaptive tabulation, ISAT)的方法来取代反应流计算中化学反应的直接积分(Direct integral, DI),并针对气相H2/O2爆轰波的传播过程进行了数值模拟。采用两种不同的ISAT误差放大判据对一维爆轰波的压力、温度及组分变化进行了计算,并和DI的结果进行了比较以考察其计算精度。此外,还探讨了ISAT方法的效率。计算结果表明,和DI方法相比,在爆轰波传播计算中ISAT方法计算误差小于3%,化学反应计算速度提高了8倍。  相似文献   

13.
In this study, large eddy simulation (LES) has been used to examine supersonic flow, mixing, self-ignition and combustion in a model scramjet combustor and has been compared against the experimental data. The LES model is based on an unstructured finite-volume discretization, using monotonicity-preserving flux reconstruction of the filtered mass, momentum, species and energy equations. Both a two-step and a seven-step hydrogen–air mechanism are used to describe the chemical reactions. Additional comparisons are made with results from a previously presented flamelet model. The subgrid flow terms are modeled using a mixed model, whereas the subgrid turbulence–chemistry interaction terms are modeled using the partially stirred reactor model. Simulations are carried out on a scramjet model experimentally studied at Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt consisting of a one-sided divergent channel with a wedge-shaped flame holder at the base of which hydrogen is injected. The LES predictions are compared with experimental data for velocity, temperature, wall pressure at different cross sections as well as schlieren images, showing good agreement for both first- and second-order statistics. In addition, the LES results are used to illustrate and explain the intrinsic flow, and mixing and combustion features of this combustor.  相似文献   

14.
超燃冲压发动机燃烧室工作在高马赫数工况时, 入口来流空气的总焓非常高, 自点火在高焓条件下成为维持火焰稳定的重要物理化学过程. 本文借鉴火焰面/进度变量模型的降维思路, 发展了一种基于化学动力学的自点火建表方法. 通过定义混合分数和进度变量将复杂多维的化学反应降维, 并成功将数据库方法结合到现有的大涡模拟求解器中. 经过测试和验证, 该方法初步具备对超声速自点火燃烧进行仿真描述的能力. 针对自点火诱导的超声速燃烧问题开展数值模拟, 该方法通过查表的方式有效降低了化学反应求解过程中的计算量. 在采用详细化学反应机理时能够准确地再现自点火行为和火焰结构, 并且预测的温度和重要组分分布与实验吻合较好.   相似文献   

15.
为提升针对高马赫数发动机的模拟能力, 对计算方法进行了可压缩性修正, 并针对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机进行了多状态三维数值模拟, 分析了发动机内波系、参数以及燃烧性能特征. 研究结果表明: (1)修正后的方法计算所得激波位置及强度与试验值吻合, 在激波串模拟、高马赫数发动机模拟上均展现了更优的能力. (2)发动机内形成激波与反射波系, 燃烧并未改变波系贯穿流道的基本结构, 且随着当量比增加, 激波角增大, 反射激波数量增多, 激波交汇带来的温升与压升有利于燃烧释热, 且随着反射激波沿流向减弱, 激波导致的壁面热流升高现象逐渐减弱. (3)流场中绝大部分区域为非预混燃烧. 燃烧室后段平均静温超过2500 K, 完全产物H2O减少, H2与O2燃烧效果变差, 发动机可利用的有效释热在燃烧室前段增加, 在后段减少. O原子复合主要发生在喷管中. (4)当量比0.5时, 化学反应主要发生在燃烧室前部; 当量比1.0时, 反应距离更长. 当量比0.5与1.0下燃烧室阻力差异较小, 总推力系数提升主要由尾喷管贡献. 燃烧会导致燃烧室摩阻及整机总摩阻减小, 进气道与尾喷管摩阻变化较小.   相似文献   

16.
发展了基于无网格方法的激波诱导燃烧流场数值模拟算法. 该算法采用二维多组分Euler方程,在点云离散的基础上采用曲面逼近计算空间导数,引入多组分HLLC (Harten-Lax-van Leer-contact) 格式计算无黏通量,运用四阶Runge-Kutta 法进行时间显式推进,化学动力学采用有限速率反应模型. 对不同预混气体中的激波诱导燃烧流场进行了数值模拟,结果同相关文献吻合较好,验证了算法的正确性.  相似文献   

17.
在低飞行马赫数条件下, 乙烯燃料超燃冲压发动机为实现成功点火及稳定燃烧, 常使用先锋氢引燃乙烯, 本文通过试验研究了多种喷注方案下的超燃燃烧室流动特性、火焰传播特性及燃烧稳定性, 喷注方案包括单先锋氢、单乙烯和组合喷注方式. 超燃燃烧室入口马赫数为2.0, 总温为953 K, 总压为0.82 MPa. 多种非接触光学测量手段被应用于超燃冲压发动机流场结构和火焰传播规律的诊断, 包括纹影、CH自发光照相和OH-PLIF, 并使用10 kHz的压力传感器来采集燃烧室上壁面中线处压力. 结果表明: 在无燃料喷注情况下, 发动机内流场会以约450 Hz的主频振荡; 在有燃料喷注情况下, 凹腔上游喷注方式会抑制振荡, 而凹腔台阶下游喷注方式对流场振荡影响较小. OH-PLIF图像结果表明: 先锋火焰是不稳定的, 当先锋氢在凹腔上游喷注时, 先锋火焰主要集中于凹腔中后部, OH基在凹腔中部重复地集聚与扩散; 当先锋氢在凹腔台阶下游喷注时, 先锋火焰呈破碎状分布于剪切层内, 且凹腔后斜坡处无燃烧. 燃料组合喷注时, 燃烧也是不稳定的. 先锋氢关闭后, 火焰从凹腔中部后移至凹腔后斜坡处, 且火焰形态稳定, 组合喷注时的燃烧不稳定现象源于先锋氢燃烧的不稳定性.   相似文献   

18.
数值计算方法、物理模型和计算硬件的进步极大地促进了超燃冲压发动机仿真的发展, 基于内外流一体化仿真的数值飞行技术已日渐成熟并逐步应用于工程实践, 伴随燃烧、气动、结构、材料以及传热多物理场耦合模型和计算方法的发展, 叠加多场计算的广义数值飞行技术有望近期得到突破. 目前人工智能技术的快速发展, 将赋能于数值飞行技术, “数智飞行”这一新的研究模式应运而生. 一方面, 数智飞行将利用人工智能突破传统数值飞行技术在网格生成与自适应、高保真物理模型、数据处理与知识挖掘等方面的发展瓶颈, 全面提升数值飞行的精度、准度和效能; 另一方面, 数智飞行将突破传统发动机研发模式, 通过构建智能化发动机数字孪生体, 实现发动机在虚拟空间中的全弹道飞行考核, 加快发动机设计迭代. 此外, 数字孪生体在试验中可与实体发动机同步运行, 根据感知数据快速预测多物理场, 实现对实体发动机工作状态的实时评估. 为促进数智飞行技术的发展, 未来需要重点针对数据驱动与物理约束的有机结合、智能化多物理场联合仿真平台、发动机数字孪生体构建等方面开展研究.   相似文献   

19.
条件矩模型模拟湍流扩散燃烧   总被引:3,自引:0,他引:3  
邹春  郑楚光  周力行 《力学学报》2002,34(6):969-977
对条件矩模型模拟湍流扩散燃烧进行了初步的研究.在条件矩模型中,标量的统计是以混合分数为条件的,条件平均使得非线性化学反应源项可以在一阶条件下被封闭.模拟结果和美国Sandia国家实验室的实验结果对比表明:对温度、主要组分浓度的预报结果是令人满意的,NO浓度的预报在趋势上也符合实验结果.误差分析表明,提高标量耗散率的预报精度和二阶条件矩模型都将有助于推动条件矩模型的发展.  相似文献   

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