航空发动机燃烧室参数化建模

实体建模和网格生成在CFD中占重要地位。针对航空发动机燃烧室开发了专用的CFD前处理软件,主要包括参数化的燃烧室3维建模程序,提供从构建模型到生成网格的有效途径,可快速完成燃烧室CFD的前处理工作,从而有效提高燃烧室的设计效率,缩短研制周期。此外,还利用UG2次开发语言UG／OpenGRIP编制了数据转换程序,实现了本参数化设计软件和其他CAD软件（UG）的数据共享。     

航空发动机燃烧室一体化设计系统

为缩短航空发动机燃烧室的设计周期,提高设计质量,实现燃烧室设计一体化是非常重要的一步。但由于燃烧室中物理化学现象非常复杂,一体化设计对设计人员提出了1项富有挑战性的任务。发展了1种适用于航空发动机燃烧室的一体化设计系统,它主要由燃烧初步设计、几何建模、网格生成、CFD数值模拟、性能优化等部分组成。具有参数化、一体化和自动化的优点,能缩短燃烧室设计周期,提高设计质量,为燃烧室设计与研制提供有力的工具。     

基于CFD分析的二冲程发动机直喷燃烧室方案设计

采用三维实体建模软件UG对此二冲程发动机的燃烧室进行直喷化设计,并利用三维CFD仿真软件Fluent对直喷燃烧室的缸内流场进行CFD仿真与分析.分析结果显示:当燃烧室高度从32mm降为24mm,以及活塞顶面与缸盖底面距离从7mm降为3mm时,压缩过程中的反滚流结构消失,扫气效率从87%升高到91%.模拟结果为进一步优化燃烧室结构提供了较好依据.      

航空发动机燃烧室参数化设计

为解决现有燃烧室设计方法中人工介入多、计算周期长的缺点，以及现有参数化方法中存在的局限性，提出采用参数化 数值仿真方法，将燃烧室数值仿真过程中的几何参数、网格参数和边界条件等需要多次修改的参数改为变量并提取，编程实现了 从几何建模、网格生成到求解和后处理环节的完全自动化；基于燃烧室设计流程建立燃烧室的一体化设计平台，通过该平台初步 计算得到了一种带直叶片3级旋流器燃烧室的几何模型，并采用参数化方法对其几何结构进行优化，优化后的燃烧室出口温度分 布系数达到0.235，接近设计要求值0.2。结果表明：采用参数化数值仿真方法可以将燃烧室初步设计周期降为不足传统方法的1/10， 证明了该参数化数值仿真方法的有效性好，一体化设计平台的可靠性高。     

三级旋流器的设计及其流场模拟

利用UG软件建立三级旋流器模型燃烧室的几何模型,采用四面体非结构网格划分方法,生成网格计算模型,应用Realizable k-ε湍流模型对该模型燃烧室的冷态流场进行数值模拟。研究结果表明：与旋流器其它参数相比,各级旋流器之间的流量分配对三级旋流器的流场特性（如回流区范围和中心速度分布）有较大的影响。深化了对三级旋流器各种设计参数的认识,有助于实现三级旋流器的进一步优化设计。     

基于CATIA VB二次开发的机翼几何外形参数化建模研究

对于机翼参数化建模方法,利用Visual Basic进行CATIA二次开发,实现机翼的外形参数化建模。本文着重对基于CST的翼型参数化建模方法进行了研究,在生成的界面中输入相应设计参数:根弦长、翼展、前缘后掠角、后缘后掠角、翼型数据文件和翼型参数,如控制点处翼型上下表面相对厚度等。通过运行编写的Visual Basic的程序,自动在CATIA中生成机翼外形模型,从而实现了机翼模型的快速自动生成和修改,为CFD软件进行机翼气动分析和对机翼与翼型进行气动外形优化提供模型。     

复杂构件MDO六面体网格重构方法

从参数化模型和模型拓扑特征出发,提出了一套六面体网格重构的有限元模型建模方法.同时,使用随动点来约束网格的拓扑边界,保证网格的正交性,确保了网格重构后的网格质量;结合现有的商用软件ICEM的网格生成算法,开发了基于特征的参数化有限元(FE)建模程序.最终,针对航空发动机低压涡轮带冠叶片的叶冠参数进行的多学科优化 (MDO),实例验证了网格重构方法的有效性和可行性.      

基于UG的汽车覆盖件拉延模结构参数化设计

阐述了汽车覆盖件拉延模结构参数化设计的意义,介绍了UG软件在汽车覆盖件拉延模结构参数化设计中的应用,说明UG三维建模功能可以满足现代汽车工业的发展对汽车覆盖件拉延模的快速响应的要求。     

自动优化技术在涡轮设计中的应用

为了提升计算机辅助的自动优化设计技术在航空发动机涡轮设计中应用的有效性,基于计算机辅助设计技术、CFD仿 真技术和智能优化算法,构建了集2维叶型设计优化和3维优化于一体的轴流涡轮设计优化体系。采用结合几何参数法和非均匀 B样条曲线发展了鲁棒性强、适应范围广的基元叶型参数化造型方法;结合自动结构化网格剖分、高精度CFD求解程序和智能优 化算法,开发了针对工程的高效涡轮2维叶型设计优化软件;以基元叶型为基础,发展了包括涡轮叶片3维积叠、扭转及子午流道 型线调整的涡轮3维参数化方法;耦合商业CFD软件和智能优化算法,开发了级环境下涡轮3维优化设计软件。利用3维优化设 计软件开展了某单级跨声速高压涡轮和高低压涡轮过渡段优化设计,使单级高压涡轮效率提高0.62个百分点、过渡段分离流动区 域大幅度减小。结果表明：涡轮自动优化技术能够满足工程应用需求,显著地提升了涡轮气动设计水平。     

叶轮机械叶栅流道几何处理的计算方法

叙述了叶轮机械叶栅流道网格生成前的几何处理的计算方法,通过将处理后的数据保存为PLOT3D文件格式,可以在其他CFD软件中直接使用,或在商业网格生成软件中快速获得叶栅流道的实体造型,与传统的在CAD类软件中进行交互式几何处理相比,可以大大缩短CFD计算周期。     

低排放燃烧室化学反应器网络模型的参数化

为了掌握低排放燃烧室的污染物排放情况,对其化学反应网络器(CRN)模型的参数化进行研究.对爬升工况下燃烧室CFD数值模拟结果进行分析,划分燃烧室的结构,得到燃烧室的CRN模型.再利用自编程软件对燃烧室的结构参数和进口参数进行参数化定义,并把参数化的CRN模型在不同工况下的模拟结果与试验结果分别比较.结果表明:在慢车工况下二者相差不大,在爬升工况下二者差异也在允许误差范围之内.验证了该模型可行性较好,该参数化CRN模型可用于预测低排放燃烧室的污染物排放量和出口温度.     

吸气式高超声速飞行器三维后体尾喷管优化设计

三维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升三维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种三维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、三维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-II多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管三维构型进行了多目标优化设计。优化后的三维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。     

基于RANS方法的民用飞机网格分析

基于RANS方程分别对代表民机巡航的DLR—F6模型和增升的NASATRAPWING模型进行多块结构化网格生成技术研究,通过网格拓扑、分布、质量参数等多项研究,得到影响民机外流场粘性计算需要的网格生成因子,形成一套适用高精度阻力预测的民机CFD网格生成指南。同时,为验证网格设计方法的可靠性及准确性,分析了不同网格生成准则对于CFD计算模拟精准度的影响,为民机计算策略研究及气动力设计提供了参考依据,具有重要的工程实用价值。     

涡轮冷却叶片参数化造型与网格自动生成

为提高涡轮叶片的数值计算效率,开发出基于参数控制的涡轮叶片模型软件。可实现叶片模型重构、计算域分区、结构化网格生成过程的自动完成和参数化控制,使得叶片的造型和网格生成过程简单化;对生成网格进行数值模拟计算,计算结果表明:生成网格在满足叶片数值计算精度的前提下,工作量大大减少,网格生成效率极大提高;在模型调整时,只需更改相应参数即可快速更新模型,缩短模型的生成周期,提高设计工作的可重用性。     

一种参数化轻量化涡轮盘结构的CAD/CAE集成方法

针对一种轻量化涡轮盘结构的特点,分析了参数化CAD/CAE集成过程的文件与输入参数的关联性.编写C/C++程序,利用UG/OPEN API实现参数化建模,通过修改脚本并基于单向流固耦合算法有序调用CAE软件执行脚本的方式实现关联文件与输入参数关联,从而实现参数化涡轮盘CAD/CAE过程自动集成.程序运行效果显示,相比人工执行同样的一次CAD/CAE流程,该方法至少要快54min,说明了该方法有效提高了轻量化涡轮盘的设计分析效率.      

基于MDO体系的涡轮叶片热-结构耦合分析

在涡轮叶片参数化建模和气动分析基础上,开发了三维坐标插值程序,实现了学科间载荷信息传递;基于经验准则公式,开发了换热系数计算程序;在研究ANSYS软件参数化设计语言的基础上,利用插值及换热程序输出APDL参数化加载宏文件,实现了边界条件的精确加载;基于ANSYS软件APDL命令流,设计了涡轮叶片热分析模块及热-结构耦合分析模块,为建立涡轮叶片MDO体系奠定了基础。     

CFD软件可视化交互技术在航空领域应用研究

围绕航空CFD软件前处理过程中的三维数据可视化需求开展研究。根据航空CFD软件前处理应用需求,基于Qt/VTK工具库对CFD前处理过程进行三维数据可视化设计,将三维数据显示模块与外部业务控制模块实时响应,直观地显示了计算域的网格信息,极大地方便了网格计算域的计算参数设置,屏蔽了繁琐的人机指令交互方式,实现了友好三维可视化人机交互。     

机翼几何外形的CATIA参数化建模实现方法

以高亚声速运输机机翼为例,介绍了使用CATIA软件创建机翼几何外形参数化模型的方法。机翼的设计参数主要为机翼主梯形面积、展弦比、根梢比、1/4弦长后掠角、后缘转折位置、上反角及若干站位处的翼型及扭转角。根据以上初始设计参数,机翼的其它几何参数通过模型中内嵌的公式计算得出。模型中还包含设计完成后机翼的实际面积、机翼容积等后处理参数,可供设计参考。所生成模型中的参数可通过二次开发程序访问和修改,从而可在气动优化工作中实现快速的机翼几何外形设计,提供给CFD软件来建立气动力分析模型。     

基于FFD与网格重构的飞翼无人机外形优化设计

为了使气动优化适应外形大尺度变化和外形高效参数化的需要,将外形高效参数化建模方法(FFD)与适合外形剧烈变化的网格重构方法相结合,对飞翼无人机外形完成了气动优化设计。外形参数化建模采用自由变形法(FFD),网格生成基于贴体笛卡儿自动网格重构技术,通过优化设计使飞翼无人机的气动性能得到了有效提升,布局升阻比增加了7.9%。优化结果表明,基于该技术的气动优化设计方法对大尺度变化外形具有良好的适应性。     

经典跨声速翼型RAE2822数据分析

经典跨声速翼型RAE2822风洞试验数据长久以来被广泛用于CFD计算方法和软件的验证与确认，但是数据的正确使用或者说合理使用仍存在一些需要研究和注意的问题，包括计算网格、风洞试验数据修正、中弧线修正、翼型几何定义和建模，以及摩擦阻力系数和边界层速度剖面的原始定义等。在开展CFD研究之前，必须首先对计算方法进行验证，尤其是要先尽可能消除计算结果对计算网格的依赖性；经过对目前可开放使用的计算网格的不足之处进行分析，研制了一套高品质的计算网格并获得了预期的一阶网格收敛性；通过计算软件交叉验证，进一步确保所用计算软件的可信度。在将CFD计算结果与翼型风洞试验数据进行比对时，通常需要对马赫数和攻角进行修正，且如何修正是一个需要持续研究的问题；翼型中弧线修正是一种有效的方法，但需要考虑流动参数的影响。原始翼型几何构型采用有限离散点定义，计算网格生成过程中需要采用插值方法布置型面网格点，不同插值方法对于翼型前缘附近流动的数值模拟有细微影响。多数相关研究工作只比对压力分布；少数研究工作会比对摩擦阻力系数、边界层及尾迹速度剖面，但在比对时，需要注意原始风洞试验相关参数定义与CFD计算常用定义的区别。