摘要：旋转式激振阀是高频高压电液激振系统的关键元件之一,其动态特性的好坏直接影响整个激振系统的工作性能。为了分析旋转式激振阀流-热-固多场耦合作用下的动态特性,首先基于Fluent仿真,通过滑移网格方法对旋转式激振阀的流场进行动态模拟,并实测旋转式激振阀流量对仿真结果进行验证,然后使用Ansys对旋转式激振阀进行流-热-固多场耦合仿真,探究进出口压差分别为ΔP=5 MPa、ΔP=10 MPa、ΔP=15 MPa和油液温度分别为20℃、40℃、60℃时旋转式激振阀的热特性与热变形规律。研究结果表明,旋转式激振阀内部流场和温度场分布不均匀,流体在接近阀芯阀体壁面处的温度较高,中心温度较低,旋转式激振阀出口处由于流体冲击产生局部高温,导致阀芯凹槽以及阀体出油口会有热变形,进出口压差ΔP=15 MPa时,热变形可达3.789 4μm;进油温度为60℃时,热变形可达7.701 7μm。因此选择合适的进出口压差和油液温度有利于旋转式激振阀的工作特性。该研究对于旋转式激振阀的结构设计和优化提供了理论数据。

摘要：新一代高超声速飞行器流-热-固耦合问题研究对准确评估与设计飞行器热防护系统结构尤为重要。回顾了高超声速飞行器流-热-固耦合问题的发展历程与现状。从物理含义出发,对高超声速流-热-固耦合问题各学科间的耦合关系以及各自的建模方法进行了归纳。对高超声速飞行器流-热-固耦合问题的研究进展,特别是流-热-固多场耦合分析策略/方法进行了总结。从平台框架、功能模块、耦合方法和技术特点等方面,对中国空气动力研究与发展中心自主研发的热环境/热响应耦合计算分析平台(FL-CAPTER)进行了阐述。最后,对高超声速飞行器流-热-固耦合发展所面临的问题和发展趋势进行了讨论。

摘要：为实现核主泵叶轮疲劳寿命预测,考虑叶轮高温高压的恶劣运行工况建立流-热-固耦合计算模型,应用ANSYS CFX软件对核主泵叶轮内部流动的压力载荷和温度载荷进行非定常数值计算,在ANSYS Workbench中实现载荷向结构的传递,并对叶轮动力响应疲劳载荷开展研究.利用雨流计数法对叶片危险部位的载荷数据进行统计分析,进一步结合Palmgren-Miner理论对核主泵叶轮的最小疲劳寿命周期进行预测.研究结果表明:叶轮在旋转过程中承受周期性交变应力的作用;叶轮叶片进、出口边与前、后盖板交接处容易发生内部应力集中,最大应力出现在叶片出口边与前盖板交接处,为142.57 MPa;叶片各危险部位承受应力波峰和波谷的时间基本一致;叶轮产生的疲劳为应力疲劳,疲劳破坏首先发生在叶片进口边与后盖板交接处;计算得到叶轮的疲劳寿命为277.94 a.研究结果可为叶轮的动态强度优化和疲劳设计提供一定参考.

摘要：本文采用流-热-固耦合方法,对某燃气轮机透平动叶的流场、温度场以及应力分布进行了计算分析,并据此对叶片的蠕变寿命进行了计算,得到了蠕变寿命云图,发现该叶片的寿命最短点与温度最高点、应力最大点不在同一位置。相较于传统的选取温度最高和应力最大的节点作为危险点进行寿命分析的方法,对叶片所有节点进行寿命计算,形成寿命云图的方法,能更加直观准确地找到寿命最短的位置,从而更好地评估设计方案。

摘要：利用FLUENT发展了一种瞬态流-固-热一体化一步耦合三维有限元分析方法,并用该方法分析了一种采用无铝PET推进剂的小推力长工作时间(130 s)固体火箭发动机喷管温度场分布情况。分析结果表明,从喷管中心到喷管表面温度逐渐降低,喷管喉部中心温度达到2200℃以上,喉衬温度为1481~2000℃,隔热层温度为134~1864℃,壳体温度为134~234℃;喷管中心轴线上各点的温度开始时急剧增加,20 s后基本保持不变,从喷管出口到喷管入口,沿喷管中心轴线温度逐渐增加;喷管壳体表面温度随工作时间增加而增加,随离喷管出口的距离增加先增加而后逐渐降低;喷管喉部壳体表面温度最高,达220℃左右;推进剂燃温增加,喷管金属壳体表面温度呈线性增加;换热系数增加,金属壳体表面温度近似线性降低;燃烧室压强变化对金属壳体表面温度影响不大;隔热材料EPDM、5-Ⅲ和GFM降低金属壳体表面温度的效果突出。选用合适的隔热材料,做好喷管喉部位置的热防护是降低喷管壳体表面温度的有效方法。发动机试车结果与仿真结果吻合,验证了仿真分析方法的正确性。该瞬态流-固-热耦合一体化一步分析法,克服了过去流-固-热耦合方法步骤多、绝热假设不符合实际情况的局限性,可为合理设计固体发动机喷管、控制喷管温度提供依据。

摘要：为提高多学科设计优化的寻优效率,以离心式压气机为对象,开展了耦合松弛多学科设计优化方法的研究。针对松散耦合方法建立的离心式压气机的流-热-固耦合分析模型,为了避免反复迭代导致的分析、优化时间过长,构建了分层次的离心式压气机耦合松弛优化设计系统。在气动优化中采用全局寻优算法探索系统最优气动设计方案;在耦合优化阶段,综合考虑学科间耦合及相互作用,在气动优化的基础上局部寻优校验气动优化结果并得到最终设计方案。这种不同复杂层次模型的优化设计有效缩减了系统优化设计周期。

摘要：针对应用于车用发动机有机朗肯循环余热回收系统的某型涡旋膨胀机,基于原型机工作腔流场结构和温度分布对涡旋齿变形的影响特点,提出采用与原型机基本几何结构参数相同的变径基圆涡旋型线的设计方案,对比分析改型前、后的涡旋膨胀机排气腔和背压腔流场以及温度场分布的差异,研究改型前、后两膨胀机变形特性的差异.结果显示:改型后的膨胀机削减了两侧背压腔内部气流微团的摩擦和旋涡二次流的机械能损耗,排气腔与背压腔压力及温度分布更均匀;改型后的涡旋膨胀机拥有与原型机相似的工作能力、更小的工作腔空间、更高的等熵效率和更小的变形量.

摘要：温升是复合材料储氢气瓶充氢过程中十分重要的问题,由于温度场的不均匀和材料热膨胀系数的不同,热机械耦合效应必然存在。为了研究复合材料气瓶充氢时的热机械耦合效应,该文提出了流-热-固耦合分析方法。该方法先建立复合材料气瓶充氢过程的computational fluid dynamics(CFD)分析模型,采用该模型分析充氢过程气瓶的温度分布;再建立复合材料气瓶的热-机械耦合分析模型,将CFD模型获得的温度场输入到热机械耦合模型中,并施加位移和载荷边界条件,分析热-机械耦合效应,通过解析解和试验数据验证方法的可靠性和准确性。采用该方法研究充氢速率、充氢口位置和气瓶几何尺寸对温度场、应力场的影响,该文获得的结果将为复合材料储氢气瓶的设计和充氢工艺优化提供技术支持。

摘要：固-膏体燃气发生器是一种新型的燃气发生系统,是潜地导弹变深度弹射系统中的核心部件。为了研究固-膏体燃气发生器工作后膏体储存室的温度分布情况,采用源项法结合动网格技术、RNG k-ε湍流模型和离散坐标(DO)辐射模型对固-膏体燃气发生器的工作过程进行了数值仿真,并对不同膏体推进剂挤压流量下的膏体推进剂的温度分布作了对比研究。结果表明,传入膏体储存室的热量大部分来自于挤压室内的高温燃气,且整体热量的传导主要在轴向进行。随着膏体推进剂挤压流量增加,膏体储存室内的最高温度和平均温度均有所增加。研究结果可以为该型号固-膏体燃气发生器的热防护设计和改进提供相关参考。

摘要：针对高超声速进气道前缘"Ⅳ型"激波干扰产生的气动加热与结构传热多物理场耦合计算问题,发展了一种基于有限体积法的流-热-固一体化计算方法。该方法采用一体化控制方程组统一离散求解外部高速流场与内部结构温度场,规避了传统分区耦合算法在时间域内交替迭代的繁琐数据交换策略。另外,提出一种新的双温阻模型计算流-固交界面的物性参数以保证计算准确性,采用LU-SGS隐式时间迭代和自适应时间步长以提高计算效率。采用经典高超声速二维圆管流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证,计算结果与试验值和参考文献数据吻合较好,证明了该方法的可靠性和正确性。利用一体化方法对高超声速前缘"Ⅳ型"激波干扰流-热-固耦合问题进行定常/非定常计算与分析,给出了温度与热流的时变特性,计算结果表明,激波干扰作用产生的超声速"喷流"不断冲击壁面,使得壁面最大压力系数增大约9倍,壁面最大热流增大约4.7倍,给高速飞行器的热防护设计与选材带来严峻挑战。同时,也表明了一体化计算方法可以较好地用于长航时飞行条件下与复杂飞行环境下的高超声速热防护系统的热环境特性分析与综合性能评估。