涡轮叶片叶面B-spline曲面层次化拟合方法

航空发动机涡轮叶片表面形状复杂,其三维重构是叶片成型精度分析以及质量控制的重要手段。涡轮叶片叶面是一个复杂的自由曲面,其拟合是重构涡轮叶片的关键步骤之一。本文以涡轮叶片叶面拟合为研究对象,提出一种B-spline曲面层次化拟合方法,该方法首先构建网格曲面的多分辨率模型,然后完成该多分辨率三角网格模型的参数化,最后在多分辨率三角网格的基础上通过粗略拟合、精确拟合以及最终拟合3个主要步骤完成曲面拟合。该方法可以完成高阶连续自由曲面的拟合,适用于海量测量数据的快速拟合,具有较高效率并且拟合结果精度高。     

曲壁面两相流的简单扩散界面浸没边界法

针对在欧拉-拉格朗日网格框架下曲边界上的两相流润湿边界条件实施问题，本文提出了一种简单扩散界面浸没边界法。在此方法的框架下，静止和移动曲边界的湿润边界条件都可以采用平板边界方式处理。在该方法中，我们在实际边界内外一个拉格朗日网格间距处添加了两层虚拟贴体拉格朗日网格，并通过插值得到三层拉格朗日点上的序参数，从而得到实际的曲边界润湿条件。该方案实施思路简单，不仅适用于静止曲边界，还适用于复杂的运动曲边界。为了验证该方法的有效性，本文在广义守恒相场格子玻尔兹曼方法（LBM）框架下，模拟了静态液滴在圆柱上的铺展、动态液滴撞击圆柱、圆柱在水池中沉降三个问题。结果表明该方法能够有效地模拟曲面上的两相流动，具有良好的精度、鲁棒性和质量守恒性。     

基于双判定准则的航空发动机叶片缺陷孔洞的边界提取

航空发动机叶片缺陷孔洞的几何形状复杂、位置分布散乱且曲率变化明显,使用单一判定准则难以完整地提取其边界特征点。为实现叶片缺陷孔洞边界的精准提取和孔洞边界线的平滑拟合,提出了一种基于双判定准则的航空发动机叶片缺陷孔洞边界特征点的提取算法。该算法采用K–Dimension tree(K–D树)建立点云的空间拓扑结构,以采样点及其K邻域点为参考依据构建拟合平面,将采样点的空间坐标转化为平面坐标。通过融合采样点的法向夹角判定准则与邻域场力矢量和判定准则,采用加权的方式获得采样点的特征值与判别阈值作为边界特征点的判定依据。通过两组试验验证了该算法的有效性和准确性,试验结果表明,该方法可有效提取复杂缺陷孔洞模型的边界特征点。     

一种trimmed曲面的半自适应离散方法

提出了一种 trimmed曲面的半自适应离散算法。该算法通过对曲面的参数域进行预剖分,以及引进参数曲面上一点处的“最大法曲率”的概念,采用分区域处理的方法分片对 trimmed曲面的有效参数域进行三角形网格剖分。该方法计算速度快,能根据曲面的法曲率变化来控制 trimmed曲面三角化剖分的密度,并可有效地避免在三维空间产生奇异三角形与“裂缝”。     

一种用于间断装配的流场结构辨识算法

使用激波装配法时,初始激波是否准确将会对计算过程产生影响。为了确定初始激波的位置,提出了一种新的流场结构辨识算法。该算法以捕捉法计算得到的流场作为系统观测数据,根据密度、压力等参数从该数据中获取激波和接触间断等流动特征周围的网格节点作为离散点集。通过将该离散点集分割成若干子区域,在各子区域内进行分片拟合,最终将离散点集拟合成连续光滑的实体模型,并将此作为初始激波面。在二维方法的基础上,通过引入单位球模型成功将该辨识算法拓展到三维应用。结果表明,采用该方法获得的间断曲面(激波和接触间断)与捕捉法流场中的间断分布吻合较好,作为初始间断面用于装配法可快速得到收敛解。该方法解决了应用激波装配法时确定初始间断面的难题。此外,该方法还可用于网格自适应方法。选择不同流动参数,可以获得相应流场特征结构的空间曲面,在此曲面的基础上可进行网格局部加密或重剖分。该流场结构辨识算法用于网格自适应具有网格尺度自由设置的优势。     

基于动态边界控制的优化方法在高升阻比气动外形优化中的初步应用

本文是利用动网格技术和有限体积法来研究基于动态边界控制的气动优化的方法.该优化方法是通过在求解非定常流动的过程中计算优化的目标函数随设计变量变化的梯度.而利用参数化的结构动网格技术能有效、快速地生成与优化过程出现的外形对应的网格并进行计算,具有较高的效率.本文以典型的高升阻比外形优化为例,用非定常NS方程为流动控制方程进行优化,取得了初步的结果.     

复合材料自动铺带技术研究——曲面铺带轨迹算法

为满足自动铺带成型工艺要求,在自由曲面上规划预浸带轨迹。采用三角形网格划分逼近自由曲面方法,将商业CAD软件导出曲面的表面三角化数据格式（STL）文件用于曲面分析,对网格信息重构,建立点、边、面之间的关联信息。算法中应用“自然路径”原理在曲面上规划预浸带轨迹,研究了曲面边界处轨迹计算问题,提出了过三角形顶点出现“奇异性”问题的解决方法。通过在曲面上求解预浸带轨迹,证明了该算法的可行性。     

四面体网格边界恢复改进算法

Delaunay三角化是生成四面体网格的主流方法,而通过该方法生成的初始网格无法保留所有边界约束,因此边界恢复是Delaunay四面体网格生成的必要步骤。边界恢复的难点在于确定辅助点（Steiner点）的数量和位置,以及降低Steiner点引发的负面效应。为此,本文提出了一种改进的四面体网格边界恢复方法,旨在提高约束边界恢复成功率,并减少加入的Steiner点数量。该方法总体流程由“两层+两轮”迭代构成,流程充分利用了约束边界恢复方法和体内Steiner点插入方法的优势,降低了边界恢复对边界约束的破坏。方法首先针对递归壳变换算法容易陷入局部最优解的问题,通过引入模拟退火算法加以解决,提出了一种改进的约束边界恢复方法;然后对于方法中的“网格实体—边界实体求交”关键环节,引入或实现了AABB树、几何精确的“线面相交”函数、交点数查询哈希算法三个关键方法加以优化;最后对于拓扑变换无法恢复的边界,实现了体内、边界两种Steiner点插入方法。实验阶段取用了Thingi10k数据集的4 000余例面网格样本进行测试,结果表明该方法有效提高了约束边界恢复的成功率,并能普遍性地减少边界恢复引入的St...     

拓扑结构改变流场数值方法研究及应用

物体从相互接触的状态分离时会导致流场拓扑结构的改变,针对拓扑结构改变过程提出了一种非结构重叠网格算法.该方法主要包括"洞边界"自动判定、重叠区形成和流场信息交换三个方面的关键问题.针对三维问题提出了判定洞边界的"曲面判定方法";对于重叠区待插值的网格节点建立了"动态义树"贡献单元搜索方法.洞边界上待插值点的流场参数通过插值方法从其贡献单元上得到.弹丸从炮口发射的过程中,由于弹丸与炮管的分离导致了流场拓扑结构变化,而当炮口带有制退器时将使流场的边界条件更加复杂.利用非结构重叠网格方法对弹丸从带有炮口制退器的火炮中发射过程进行了数值模拟,分析了初始冲击波形成和发展过程,详细描述了运动弹丸对膛口流场的影响.本文提出的算法将能够有效地应用到航空、航天以及兵器技术领域的研究中,特别是物体分离过程导致的流场拓扑结构改变问题.     

一种采用径向串联方式的组合旋涡泵设计方法

给出了一种采用径向串联方式的两级组合旋涡泵设计方法.该方法首先使用经验系数法对旋涡泵的结构参数进行初步设计,然后采用Hex/Wedge网格单元划分Proe所建立的旋涡泵三维模型的网格;进而通过CFD数值模拟反复迭代优化得出旋涡泵的最终结构参数;最后对组合旋涡泵内流场进行了仿真分析并与试验数据进行了对比分析.对比分析表明在设计点仿真数据与试验数据的相对误差不超过2％,所设计的两级组合旋涡泵达到了预期性能指标.表明该设计方法是可行、有效的.     

双排离散孔在凸表面上气膜冷却有效温比的传质实验研究

本文采用传质实验的方法,对叉排双排离散孔在凸表面上的气膜冷却特性,做了精确地测量,以大量实验数据为依据,总结出在凸表上气膜冷却有效温比分布特征,为设计者提供了有实际参考价值的依据。      

带冲击-气膜双层壁结构的涡轮导叶冷却特性源项法数值研究

为了降低由于大量冷却孔导致的计算资源消耗,采用源项法对带冲击-气膜双层壁冷却结构的Mark II涡轮导叶传热进行了简化数值模拟,并与不采用源项法的结果进行了对比。分析了冷却孔网格密度以及流量系数经验关系式对源项法模拟精度的影响。结果表明,采用源项法能够基本准确地模拟叶片表面温度分布并且缩短75%的计算时间。当冷却孔进出口面网格最小尺度小于孔径的1/10时,数值模拟结果将不随面网格密度改变。影响模拟精度的主要因素是经验关系式能否准确模拟总冷气流量以及横流对流量系数的影响。     

基于CFD方法的大型客机高速气动设计

大型客机高速气动设计需融入型号的设计经验、准确的数值分析方法以及高效的全局优化流程。将型号研制积累的设计经验及准则与现有数值计算工具、优化算法和计算机硬件资源相结合,探索发展了基于CFD的大型客机气动优化设计综合方法,该方法系统综合全局优化与局部寻优、人工经验与数值优化、参数化方法和参数控制以及自动化网格生成等方法和技术,大幅提升了气动设计效率。同时,完善了工程中实用的大型客机高速气动设计方法和流程,设计过程中融入了气动、结冰、静气动弹性等多专业的综合约束,反映了机翼设计多学科综合的本质特征,有助于形成综合最优的设计方案。以大型客机的超临界机翼优化设计为例,叙述了其在高速气动设计工作中的应用。     

基于分层策略的翼型多参量气动优化设计研究

与基于梯度的优化方法相比,遗传算法因其极强的鲁棒性、随机搜索及优化结果全局性等特点在工程优化中得到越来越广泛的应用。为提高优化设计的效率,改进了传统的遗传算法,采用并行分层策略基因遗传算法开展了翼型多参量气动优化设计研究,包括翼型和多段翼型的基因编码、外形参数化,以及动网格技术。结果表明,并行分层策略在得到较优气动优化结果的同时,极大地缩短了优化时间,提高了计算效率,具有广阔的工程应用前景。     

二维任意域内基于节点的局部网格生成算法

凸域内基于节点的局部网格生成算法,克服了基于节点的有限元方法的网格生成可能产生的不一致性。将该基于节点的局部网格生成算法的适用范围拓展到二维任意域。另外,提出了通过使用约束Delaunay路径来划分任意域的区域划分算法,该算法使得在并行实现网格生成的过程中各处理器之间无需通信,从而大大提高了节点给定情形下有限元方法网格生成的并行效率。     

翼型气动优化设计问题多极值特性研究

认识翼型气动外形优化问题设计空间的多极值特性,有助于人们在翼型设计阶段选择合理的优化算法,提高优化效率、缩短设计周期。研究RAE2822 翼型在优化减阻过程中设计空间的多极值特性,采用ADODGcase2算例,使用自由变形方法(FFD)对翼型进行参数化,通过拉丁超立方抽样方法对翼型加入初始扰动;使用基于梯度的优化算法对经过不同扰动后的翼型进行优化,并将优化结果与全局优化算法的优化结果进行对比。结果表明:ADODGcase2可能是一个单峰值气动设计问题,梯度算法能够得到相对满意的最优解,并且具有更高的优化效率;在给定面积约束的条件下,对于翼型跨声速单点减阻优化问题,设计空间很可能是单峰值的,可直接使用梯度优化算法。     

三维凸域中候选卫星点集的确定算法

局部网格生成是无缝有限元并行计算的关键问题,然而,不恰当的局部网格生成算法会产生不一致网格.借助Delaunay三角剖分的唯一性,指出了三维凸域中Delaunay网格局部生成的不一致性,分析其产生的原因,建立避免局部网格不一致性的关键算法--搜索候选卫星点集的优化探索球算法,为网格并行生成做好数据准备.并从理论上证明了任意节点的优化探索球域包含其所有卫星点,从而,保证全域网格没有不一致性.通过算例分析了算法的正确性和局部性.     

弯曲壁面上离散孔气膜冷却均匀性的实验研究

本文利用传质比拟传热的方法,研究离散孔气膜冷却在整个弯曲壁面上沿与主流垂直方向的冷却均匀性。比较了单、双排孔和前、后排孔流量不等时,在不同吹风比的条件下,在凸、凹表面上冷却均匀性的特征。     

Structural design and optimization for vent holes of an industrial turbine sealing disk

Severe stress concentration occurs around circular vent holes of an industrial turbine sealing disk. This paper investigates the structural design and optimization for the vent holes to effectively reduce the maximum von Mises stress and improve the fatigue life of the turbine sealing disk. An efficient integrated design optimization method is presented based on a novel non-circular vent hole design method in combination with a variable dimension sub-model method, a self-developed modeling and meshing tool, and the Multi-Island Genetic Algorithm. The proposed non-circular vent hole is biaxial symmetric and consists of four smoothly connected arcs. The variable dimension sub-model method is utilized to obtain accurate results in the fields around the vent holes within the computationally acceptable time. The modeling and meshing tool is developed by using the Tcl/Tk Scripts to rebuild the geometry and generate the high-quality hexahedral mesh automatically. The Multi-Island Genetic Algorithm is adopted to solve the studied constrained optimization problem. After optimization, the maximum von Mises stress is reduced from 1305.644 MPa to 963.435 MPa, and the fatigue life is increased from 3091 cycles to 30,297 cycles. The results show that the proposed design and optimization methods can significantly improve the performance of the turbine sealing disk along with the remarkable drop in stress concentration.     

涡轮冷却叶片寿命可靠性分析参数化仿真平台

目前,涡轮冷却叶片等复杂结构的多模式寿命可靠性分析中存在各功能模块的集成与管理不成体系、参数化联合调用技术不完善的工程应用问题。针对这些问题,完善了随机不确定性下涡轮冷却叶片多模式寿命可靠性分析的工程化方法,搭建了多模式寿命可靠性分析的参数化、多软件联合仿真平台,为某型号叶片寿命可靠性分析提供合理的工程化方法及高效便捷的自动化实现工具。主要工作包括：一建立了不确定性环境下含孔、肋及空腔复杂结构网格划分和结构有限元仿真的参数化方法,实现了随机变量不同取值下仿真的自动执行,解决了可靠性理论方法应用至复杂工程结构的瓶颈问题;二在经回归处理的概率寿命曲线中考虑温度插值及多失效模式串联系统,拓展了概率寿命曲线的应用范围,使得所建涡轮叶片寿命可靠性模型更符合实际;三提出了可靠性分析数字模拟过程中嵌入包括有限元结构分析和疲劳寿命极限状态面两方面的双层自适应代理模型方法,该自适应策略可在保证寿命可靠性分析精度的基础上提高效率。通过所建平台在某型号叶片上的算例分析及与蒙特卡洛法参考解的对比,验证了所提多模式系统寿命可靠性分析工程化方法的高效和准确性及仿真平台的实用性。