简介：以航空发动机燃油系统为研究对象，简要介绍了燃油系统的工作原理，建立了燃油系统主要组成单元计量活门、电液伺服阀、等差活门的数学模型。并在Matlab/Simulink环境下，构建了整个燃油系统的仿真模型。通过在试验器上进行的燃油系统与电子控制器的联合调试试验，对仿真结果进行验证。仿真与试验结果的对比表明：所建模型的仿真结果与试验结果吻合较好，基本符合设计要求，能反应燃油系统的实际工作情况。

简介：对基于Navier-Stokes方程理论预测波瓣喷管引射-混合器引射流量比的计算方法进行了探讨,在计算过程中,主流进口采用速度边界条件,二次流进口采用总压压力边界条件,混合流出口采用静压压力边界条件,两者均设置为环境大气压力,与相关实验数据的对比验证表明计算结果与实验结果仅相差10%左右;同时通过改变混合管结构参数,得到了该参数对引射-混合特性的影响规律,进一步揭示了波瓣喷管有利于强化引射-混合的内在机理,计算结果符合物理过程本质.研究表明,本文的计算方法可以有效地预测引射流量比和揭示混合流场特性.

简介：对梯形空腔内的层流自然对流换热进行了数值模拟，用SIMPLE算法和中心差分格式、二阶迎风格式对该问题（Ra=1×10^3～1×10^7）进行了详细的数值计算，最终得出了梯形空腔在不同Ra数下的等温线与流线，总结分析了其内部换热规律，认为Ra≤1×10^4时空腔内部换热方式以导热为主，Ra〉1×10^4时空腔内部换热方式以对流换热为主，Rn〉1×10^7时空腔内部为湍流，应该用湍流模型进行数值计算研究。

简介：以低温氢气安全排放为目的,采用数值模拟方法对低温氢气直接排放和燃烧排放的流场进行分析.流场仿真计算采用了标准双方程k-ε湍流模型和氢氧单步燃烧模型.研究参数包括氢排放压力、流量、温度和环境风速,评价指标为氢扩散范围和燃烧范围.计算结果表明：燃烧排放燃烧范围小于直接排放氢扩散范围；排放压力增加、流量增大和温度降低均会使氢扩散范围和燃烧范围变大.

简介：用大涡模拟的方法对带凹腔支板进行了数值模拟。采用Smagorinsky-Lily亚网格尺度模型,并用SIMPLE算法和中心差分格式求解离散方程。仿真结果表明：凹腔对支板尾流有一定的影响;在本文研究的凹腔深度范围内（5mm、11mm、15mm）,随着凹腔深度的增加,尾流近壁面旋涡的最大涡量值先减小后增大,频率先增大后减小。

简介：以空天飞行器翼面模型为研究对象，通过有限元仿真，分析了加热状态下翼面模型的瞬态温度场和振动特性变化过程。研究表明，热效应引起材料弹性模量等参数的变化以及结构热应力，两者综合影响下，结构的固有频率降低。因温度产生的热应力对结构刚度贡献不能忽略，因为热应力的表现形式包含拉应力和压应力，拉应力增加了结构刚度，压应力减小了结构刚度。有限元仿真发现，材料弹性模量等参数的变化比热应力对固有频率的影响更大。

简介：对带有管式减涡器的盘腔内流动特性进行数值模拟,研究了减涡管的长度、管径和引气鼓筒孔的外形及尺寸,对盘腔内压力损失、流动结构的影响。计算结果表明：管式减涡器对于降低引气气流的压力损失有显著作用,存在最佳的减涡管长度使得引气的压力损失最小;减涡管管径、鼓筒孔面积增大都会减少流动损失;在鼓筒孔面积一定的情况下,长圆形鼓筒孔的性能比圆形鼓筒孔的更优。

简介：通过对国外有关文献资料的收集、整理和分析,综合介绍了由美国NASAGlenn研究中心(GRC)组织实施的"推进系统数值仿真"(NPSS)计划的发展历程、研究意义、研究目标、研究进度、组成和构架、主要关键技术及应用等情况,并对我国航空发动机数值仿真系统的发展提出了建议.

简介：复合材料加筋结构往往存在一定的初始分层缺陷，初始分层缺陷的数值模拟较为困难。若将分层两侧子板定义为接触关系，模型收敛速度很慢。若将分层缺陷挖空，则在数值模拟过程中，分层两侧的子板会发生相互嵌入的现象。本文参考相关文献，建立了一种特殊本构关系的粘接元，该粘接元仅有法向抗压刚度，没有法向抗拉和面内剪切刚度，很好地克服了数值计算中出现子层相互嵌入的现象，并提高了模型计算时的收敛速度。

简介：采用POLYFLOW软件，对幂律型凝胶模拟液在直圆管内的流动和流变特性进行了数值模拟研究。结果表明：在流速和管径不变时，压降随管长的增加成线性增加；在流速和管长不变时，压降随管径的增大急剧减小；随着流变指数的减小，直圆管轴线附近出现明显的柱塞流动区，在此区域内，速度和剪切速率变化较小，剪切粘度值趋于最大；在管壁附近．速度和剪切速率变化较大。剪切粘度降低明显。

简介：运用MSC．Patran和MSC．Nastran分析软件，建立了热激励设备的三维单元模型，通过面一面辐射计算得出照相区域温度分布，同时，为了确保温度均匀，在照相视宽不变的前提下，把热激励设备底端周向变大，使得结构由圆筒形式改为圆台形式，圆台内壁面对照相视域增加热的反射效应使得该区域温度趋于均匀。此研究的方法在结构热强度试验装备的设计中具有较大的应用潜力。

简介：失速和喘振是航空发动机试验中常遇的两类气动失稳现象,为保障发动机零部件试验安全运转,必须对失速喘振信号进行在线检测控制。根据零部件试车台架的需求,设计了失速喘振辨识算法并对影响辨识算法的关键因素进行了分析,通过小型嵌入式系统为硬件平台实现了失稳辨识系统在线检测功能。该失稳辨识系统具有体积小、实时性强、抗干扰能力强的特点。在多个型号零部件试验件的应用表明,该系统能有效识别发动机深度失速和喘振状态,满足航空发动机风扇/压气机对失速喘振在线检测控制的要求,具有较高的工程应用价值。

简介：在统观模型框架内,采用k-ε模型对带人为粗糙度冷却通道内的流动和传热进行了数值模拟,得到了速度场、温度场和湍流脉动物理量分布,并比较了人为粗糙度冷却通道与光滑通道的数值模拟结果.基于数值模拟所提供的详细的流场信息,研究了人为粗糙度对流动和传热的影响,揭示了人为粗糙度强化换热的机理.本研究可为改进液体火箭发动机推力室人为粗糙度冷却通道的设计提供参考.

简介：高速飞机设计必须考虑热应力影响,如何在高速飞机设计过程中进行热应力减缓已经成为设计人员关心的主要问题之一。针对膨胀梁结构,分别开展膨胀节和波纹板选型设计,对比了不同形状的膨胀节和波纹板的减缓热应力性能。数值仿真结果表明:采用膨胀节和波纹板设计的膨胀梁,Ω形最大应力水平为38.3MPa,而常规梁中产生的高水平热应力超过200MPa,说明Ω形热应力减缓效果非常明显。该研究可以为设计人员提供理论指导。

简介：冲蚀对热障涂层寿命和可靠性会造成严重影响,为深入研究热障涂层冲蚀失效机理,建立了等离子喷涂和电子束物理气相沉积两种热障涂层典型微观结构有限元模型,同时采用LS-DYNA软件模拟了热障涂层冲蚀失效过程。分析了不同微观结构对热障涂层冲蚀失效机理的影响,研究了冲蚀粒子的速度、角度和直径对冲蚀率的影响。结果表明:微观结构对冲蚀机理有极其重要的影响,无因次冲蚀率随冲蚀粒子的速度、角度和直径的增大而增大。此数值模拟方法可为进一步研究热障涂层的抗冲蚀性能提供参考。

简介：介绍了发动机旋转机械内部过冷水滴轨迹的三维数值计算方法，阐述了旋转坐标系下气流及粒子的运动规律。采用ANSYS—CFX软件及其粒子输运模型，对某发动机风扇转子叶片外围空气及水滴流场进行了数值模拟。利用水滴的速度矢量、撞击区域等参数表征水滴的撞击特性，获得了转速、水滴直径等对风扇叶片表面水滴撞击特性的影响：水滴撞击区域集中在风扇叶片迎风面叶盆侧，且水滴撞击区域随着转速的增加而减小；水滴在叶片表面的撞击范围随着水滴直径的增大而减小。

简介：通过对三个单转子跨声速轴流压气机的数值模拟，考察了近失速点的流场特征。结果表明，Vo等人提出的尖峰型失速判别准则，即前缘溢流和尾缘倒流必须都出现则欠速发生，并没有与本文所有算例吻合；在部分算例中，尾缘倒流并未出现。因此，尾缘倒流是发乍尖峰型失速的必要条件、还是失速发生后所导致的流动状况，还需要进一步研究。另外，还对亚声速和跨声速情况下近失速点的流场及流动机制进行了讨论。

简介：为研究进气道俯仰振荡状态时的性能,耦合求解俯仰振荡运动和非定常Navier-Stokes方程,对平衡攻角为0°、振荡幅值为15°的进气道非定常流场进行了数值仿真。结果表明：在俯仰振荡状态下,进气道的性能发生周期性变化,存在一个类似于领结形状的滞环。

简介：研究了整体壁板结构的维修性，给出了合理的维修方法，正确设计了整体壁板维修板并作了试验验证维修方法是正确的。

简介：结合改进前粉末冶金涡轮盘的破裂情况、断口分析和破裂转速分析方法,从提高总体强度、降低局部应力和应变、降低残余变形、控制加工工艺等方面,采取增大倒圆、增加辐板厚度等方法对粉末合金涡轮盘进行了结构和工艺上的改进。通过对比分析改进前后涡轮盘的局部应力应变、整体屈服强度储备和残余变形,及后续的涡轮盘破裂转速试验均表明,本文采取的改进措施效果明显,能显著降低破裂位置处的局部应力、提高径向屈服强度及降低盘缘残余变形。