容积与转子状态量在变循环发动机数值仿真中的应用

使用容积动态与转子动态来计算容积与转子的状态量,为压气机及涡轮的特性图插值与计算过程提供输入数据,使得变循环发动机数值仿真的运算过程无需猜值与迭代;并给出了对变循环发动机的可调几何的仿真方法。使用此模型仿真了从双外涵模式向单外涵模式切换的过程以及这两种模式下变循环发动机的高度、速度、节流特性。在高度0km且马赫数为0的大气环境下模式转换的仿真结果显示,变循环发动机涵道比由0.700下降到0.307,单外涵模式与双外涵模式相比推力提高了16.823%,单位燃油消耗率增加了15.163%。     

基于新型涡轮冷却算法的航空发动机性能计算模型

针对气膜冷却和对流冷却两种常用的冷却方式,建立了新的涡轮冷却计算模型,并实现了与燃气涡轮发动机总体性能计算模型的耦合,得到了可考虑的不同冷却方式、适用于高涡轮前温度、大冷气量的燃气涡轮发动机总体性能计算模型,并与简化涡轮冷却模型的计算数据及试验数据作比较分析,表明新型涡轮冷却算法的可行性和能够提供更详细的涡轮部件气流参数.     

混合排气加力涡扇发动机过渡态的数值计算

考虑混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道的容积效应，风扇、压气机、高压和低压涡轮等部件的特性，加力燃烧室供油管的充油时间等因素，提出了模拟低涵道比混合排气加力涡轮风扇发动机过渡过程的计算方法，以混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道3个容积室的动态方程为基础，详细分析计算了苛发动机过渡态的性能，用很小的时间步长逐渐逼近，计算不需要迭代，速度快，精度满足工程要求。     

涡轮风扇发动机接通加力过程的数值模拟

发展了一种低涵道比混合排气加力涡轮风扇发动机接通加力时的数值模拟方法。该方法考虑混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道的容积效应,风扇、压气机、高压和低压涡轮等部件的特性,加力燃烧室供油管的充油时间。以混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道3个容积室的动态方程为基础,用很小的时间步长逐渐逼近,计算不需要迭代,速度快,精度满足工程要求。      

涡扇发动机部件级起动模型

基于慢车以上部件级模型,通过外推部件特性,建立了双转子涡扇发动机起动模型,可执行地面状态下发动机从近似为零的初始状态加速至慢车的起动过程仿真。模型考虑了起动过程中油气比对燃烧效率的影响,燃烧室、高低压涡轮的热惯性及起动过程中总压恢复系数的变化,采用容积动力学方法避免了迭代运算,仿真结果表明该模型具有较好的精度和实时性,动态误差小于5%,满足了某型发动机起动过程半物理仿真的需求。      

喷管面积调节精度对某型涡扇发动机加力性能影响的数值仿真

应用考虑混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量和加力燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何涡扇发动机接通加力动态过程进行了仿真计算,并研究了喷管临界面积调节精度对发动机过渡过程的影响,得到了与实验数据符合较好的结果。仿真模型与方法可为加力系统调节提供理论基础。      

单轴涡喷发动机起动过程数学建模研究

将慢车以上的部件特性扩展,建立了低状态压气机、涡轮特性;提出了一种建立包括点火转速以上起动过程的单轴涡喷发动机起动过程的数学建模方法;仿真研究了容积效应、压气机放气对起动过程的影响。理论分析与仿真结果表明,该建模方法能完成从点火转速开始的起动计算,正确反映了发动机点火转速以后的起动过程。     

基于容积法的某涡扇发动机动态建模方法

考虑了容腔的质量和能量的储能效应,提出了基于容积法的涡扇发动机实时数学模型建模方法,建立了容腔压力和温度的微分方程,容腔的压力和温度可以用不迭代的数值法求解.同时,利用C++面向对象编程语言,建立了某涡扇发动机动态模型.用建立的发动机动态模型和商用软件Gasturb 10分别计算了发动机性能,并进行了对比,结果表明:该模型与Gasturb 10的运算结果具有良好的一致性,高压压气机转速、涡轮进口温度及压气机喘振裕度的响应结果最大相对误差小于1%.容积法避免了数值迭代,可以保证模型计算的实时性.      

基于Matlab／Simulink的航空发动机部件级建模与分析

借助Matlab搭建完整的双轴涡轮风扇发动机模型,对各部件进行封装,利用Simulink显示模块观察仿真结果。在动态仿真时,引入容积动力效应,避免反复迭代过程,提高模型实时性。与GSP仿真软件结果进行对比,结果表明：所建立的模型具有较高精度,可以准确捕捉航空发动机的动态响应和稳态响应。     

一种简化算法的航空发动机全状态数学模型

通过一种简化的燃气空间模型对某型双转子混排加力涡扇发动机各部件进行了建模和仿真计算,并给出了详细的计算流程以及数学公式.在仿真过程中结合实际工程应用经验,对涡轮处采用一个局部的小循环迭代以减小涡轮部件内燃气空间计算的时间步长,提高计算精度.与其他数值方法相比,该简化算法避免了求解非线性方程组时大范围的循环迭代,提高了全状态数学模型的计算速度.通过仿真结果与发动机实际试车数据的对比,证明该方法有足够的计算精度.      

着水初始条件对水陆两栖飞机着水性能的影响

针对着水初始条件对水陆两栖飞机静水面降落性能影响的问题,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ω两方程模型求解非定常流场,耦合流体体积模型捕捉自由液面,结合改进的流场域网格划分策略,并借助任意拉格朗日欧拉方法处理机体、网格和水气交界面三者关系。基于上述方法,探讨初始姿态角、下降速度和前飞速度对着水性能的影响,其中驾驶舱与重心位置加速度、气动力与水动力、俯仰角与吃水深度等参数变化被考虑在内,逐步得到最优着水初始条件。结果表明：增大初始姿态角有利于减缓飞机各位置除初次触水过载峰值外过载峰值的变化。当飞机俯仰力矩出现极值时,驾驶舱垂向过载显著大于其他方向和位置过载。减小初始下降速度,各加速度值也随之减小,值得注意的是重心垂向加速度值与初始垂向下降速度平方值存在线性变化关系。着水前飞速度的选取应使得气动升力略大于重力,飞机才能获得更佳的着水性能。     

二维欧拉方程的非结构网格自适应方法

给出提高二维欧拉定常解质量的非结构网格自适应方法。网格的生成采用Ｅｅｌａｕｎｅｙ方法,流场的算法为节点型有限体积法,能量的计算采用Ｖａｎｌｅｅｒ格式,自适应采用网格的增加和删减。对流场特性的探测采用密度物质导数的绝对值。最后计算了Ｎａｃａ００１２翼型的跨音速绕流,结果证明自适应效果很好。     

多重网格方法及其在高超声速进气道中的应用

随着计算流体力学的发展,多重网格在求解欧拉方程、N—S方程过程中得到了广泛应用。将这种方法应用于高超声速进气道的数值模拟中,通过具体的算例,验证了该方法的有效性。     

刷式密封二维模型数值计算

应用计入刷丝变形影响的各向异性多孔介质模型,用阻抗力表示刷丝对流动介质的阻碍作用,并将其作为Navier-Stoke方程的源项,以有限体积和SIMPLE算法为基础建立计算模型.通过流场计算,得到刷式密封的压力分布、速度分布以及泄漏量等.并根据计算结果分析结构和工况参数对刷式密封性能的影响.比较分析表明所述方法在刷式密封分析中具有实用价值.      

基于Euler／N—S方程的跨音速非线性静气动弹性问题研究

在C-H网格的基础上,采用Jameson的中心差分有限体积法求解Euler/N-S方程,采用结构影响系数法计算结构的弹性变形,用三角元面积加权法和常体积转换法(CVT)实现流固耦合,计算了弹性后掠机翼在跨音速状态的静气动弹性问题     

气体压力源控制方法研究

介绍了两种气体压力源控制方法的理论基础、基本原理以及实现形式，并通过实验从微压、低压、中压和高压四个范围对两种控制方法的稳定时间准确度进行了比较，为气体压力控制器的研制提供了技术基础。     

用非结构直角网格和欧拉方程计算飞机绕流

 采用八叉树结构 ,生成复杂外形绕流计算的非结构直角网格。物面附近用投影方法 ,使网格贴体。并将Jameson的有限体积法推广用于这种网格的欧拉方程计算。对歼击机模型的绕流计算表明 ,网格生成的机时花费很少 ,总体质量好 ,因而欧拉方程解算的收敛质量也好。     

非结构多重网格流场数值模拟研究

本文在非结构网格上应用多重网格技术来加速Euler方程的收敛过程。此方法在一系列粗网格和细网格之间进行值的传递，并且粗网格和细网格之间结构上无关。在每一重网格上用有限体积法进行计算。采用本文的方法数值求解了NACA0012翼型的绕流。     

基于笛卡尔网格的非定常气动力计算

在非结构自适应笛卡尔网格基础上构建了一种基于笛卡尔动网格的非定常气动力计算方法。为了适应非定常流场对网格品质要求较高的特点,网格生成采用了基于几何外形、模型表面曲率为基础的自适应生成及加密方法。采用显格式龙格库塔推进方法和中心格式空间离散的有限体积法对NACA0012翼型,三维机翼的跨音速刚性振动进行了数值模拟。对伪时间收敛精度控制,真实时间步长对结果的影响进行了讨论。将计算结果与试验数据进行了比较,得到了良好的效果。     

一种高效的多重网格三维N-S方程计算方法及其应用

介绍一种基于 Jameson中心差分和 Runge-Kutta时间推进的三维 N-S方程计算的有限体积方法 ,计算点选取体积单元中心 ,为了提高收敛效率和程序稳定性 ,采用了当地时间步长和多重网格方法 ,特别是针对粘性计算中计算网格形状比高的特点 ,隐式残差光顺采用当地变系数的方法 ,并专门设计了考虑计算网格形状比的人工粘性模型。应用本文方法对收扩喷管的三维流场和NACA0 0 1 2翼型二维流场进行了计算 ,结果表明程序具有良好的收敛能力和较高的稳定性。