旋转体跨音速零升波阻和压力的差分计算

应用Murman-Cole的有限差分法,求解具有纵向大扰动而横向小扰动的跨音速轴对称速势方程,由此计算旋转体跨音速零升力时的压力分布和波阻力,以及激波位置。物面边界条件被转移到物体轴上。远场边界条件由无穷远处的条件近似代替。计算物面压力系数时,用细长体理论进行物面速势插值。 速势的差分方程用沿半径方向线超松弛改进迭代求解。网格取62×16,迭代初场取零,达到收敛的迭代次数对M_∞<1,M_∞>1以及M_∞≈1分别大约为150,40和300次。松弛因子取为:M_∞<1时,0.9≤ω_b≤1.7,0.9≤ω_p<1.0;M_∞≥1时,0.8≤ω_b≤0.9,0.8≤ω_p≤0.9,这里ω_b,ω_p分别为局部亚音速点和超音速点的松弛因子。 算例为七种不同外形的细长体,计算结果与实验符合尚好。 文中对网格、初场、迭代方法、松弛因子等有关收敛性、收敛速度问题进行了探讨。在局部线化条件下,对定常小扰动轴对称势流的差分方程,进行了线超松弛迭代的稳定性和收敛性分析。数值计算经验与理论分析所得结论相符。     

外挂物投放 发射过程数值仿真中的非均匀流场计算

本文介绍了用面元法计算外挂物投放/发射过程中的非均匀流场问题。理论分析表明三角形奇点分布形态在非均匀流场计算中具有其独特的优越性。本文还阐述了伍德沃德程序中机翼线性变化源分布中法向扰动速度公式的错误。数值结果表明,理论计算与实验值吻合较好。     

固体火箭发动机喷管阻尼特性的数值仿真

为了探究影响固体火箭发动机喷管阻尼特性的关键因素,基于典型柱状装药固体火箭发动机二维简化模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算,研究了喉通比和燃烧室长度对喷管阻尼常数的影响规律,结果发现数值模拟结果与经验公式理论预估结果有较好的一致性,证实了该数值方法的有效性;在此基础上,进一步探讨了无法由经验公式直接获知的诸如喷管收敛半角以及收敛型面对喷管阻尼常数的影响规律,结果表明:收敛半角对喷管阻尼常数有很大的影响,在设计范围内,较小的收敛角有益于提高喷管阻尼特性;收敛段型面对喷管阻尼也有一定的影响,凸型型面阻尼特性优于锥型型面,锥形型面优于凹形型面.      

绕低频振动旋成体的跨音速非定常流核函数方法

本文对无粘跨音速流中作俯仰振动的细长旋成体,给出了一种计算表面非定常压力分布和动稳定性导数的近似方法,即用时间线化近似,在引入局部线化假设后,将跨音速小扰动方程化为一个积分方程,并用精确物面边界条件求数值解。本方法算例与其它理论和实验结果作了比较,表明用它可以得出较合理的结果。     

翼型跨音速小扰动势流-边界层计算

翼型绕流的外部无粘流,采用跨音速小扰动速势方程和改进小扰动速势方程对三种差分格式进行对比计算:(1)Murman-Cole非守恒式;(2)守恒式;(3)Engquist-Osher式。在相同的初值条件下,它们的计算稳定性、收敛性和收敛解基本相同,但激波位置(1)在前,(2)在后,(3)在中间。对人工时间阻尼项εφ_(xt)的作用进行了线化分析,所得结论与数值实验结果相符。二级精度格式计算表明:采用这种方案能在几乎不增加计算机时的前提下,大大提高差分计算精度。本文最后采用边界层积分方程法,计算翼型边界层,并与势流进行迭代计算。在弱激波条件下,迭代收敛解与实验值接近。     

基于线性稳定性理论的转捩控制试验

 使用线化稳定性理论研究了某后掠机翼试验模型在风洞试验条件下可能的试验结果。在当前试验条件下,三维边界层中横流驻波的不同波长扰动发展趋势不同,根据理论分析和数值计算给出了最大放大率波长为4.0 mm。通过升华法试验验证了理论分析与数值计算结果。在试验中使用丝网印刷技术在后掠机翼前缘添加粗糙带,成功地引入了理论计算的最大放大率波长。根据预期影响了三维边界层的转捩。     

一种基于模态实验的结合面接触刚度计算方法

在赫兹接触与Greenwood-Williamson(G-W)模型的基础上,推导带系数的接触刚度公式,提出了一种基于模态实验的结合面接触刚度计算方法.通过数值仿真分析获得1阶固有频率与接触刚度系数的关系曲线,结合1阶固有频率的实验结果确定接触刚度系数,进而确定接触刚度公式.应用所得公式仿真计算不同几何模型、不同离心力下系统的1阶固有频率以及激振力作用下系统的振动响应,并与实验数据对比,1阶固有频率的最大误差为1.73%,振动响应的最大误差为9.5%,结果吻合,验证了计算方法的准确性;同时研究了结合面干摩擦阻尼对系统的减振效果,结果显示在1阶固有频率附近,干摩擦阻尼具有明显的减振效果.     

一种改进的计算压力分布的格林函数方法

对计算压力分布的格林函数方法作了一定的改进,虽然格林函数方法能给出比较准确的速势分布计算,但在压力分布的计算方面却比较欠缺,只给出了一个根据离散点上的速势值进行有限差分计算的简单的公式,采用这个公式无法算出物面准确的压力分布。鉴于此,通过对速势积分方程离散化后所得到的扰动速势的解析表达式进行微分运算,得到一组计算扰动速势导数的解析公式,并由此计算了物面上各离散点上的压力系数,其结果相当准确,与Navier-Stokes方程算法及实验结果相比,均吻合较好。另外,还对库塔条件在数值求解速势积分方程中的应用作了一定的改进,使计算结果更加准确。     

迎角直到60度旋转体涡流的多重线涡模型

本文用改进的多重线涡模型计算大迎角低速旋转体的对称和非对称涡流。通过给定物面上对称或非对称的分离线位置,现在提出的算法有效地解决了涡强度与自由涡线位置的迭代匹配问题,首次得到了迎角大到60度的涡流数值解。对一个切拱头体计算出的气动力特性与实验结果相符。     

基于Fw-H方程的直升机尾桨与涡线干扰噪声分析

本文通过对直升机尾桨噪声的机理进行分析,建立了尾桨与涡线干扰噪声的计算模型.计算模型中包括气动计算和声学计算,气动计算的结果作为声学计算的输入量.气动计算中分别采用三维非定常面元法计算桨叶表面压力和有扰动薄翼理论计算涡线干扰下桨叶的压力增量;声学计算中采用推导自FW-H方程的Farassat 1a公式,获得声压的时间历程.通过算例分析得到了一些有意义的结论.     

强迫振动法求解偏航阻尼导数

求解了非定常薄层近似Ｎ－Ｓ方程模拟强迫振动条件下的非定常扰动流场,并在Ｅｔｋｉｎ定义下给出偏航阻尼导数Ｃηγ－Ｃηβｃｏｓα的计算方法和数值积分公式,还给出Ｍａ＝１０,α＝９．８４７°,１９．６８°下的计算结果。     

空气动力分析中动网格技术的数值阻尼

利用FLUENT进行空气动力分析,并采用常加速度Newmark法计算物体运动参数时,动网格宏模块由于数据传递方式的限制,修改了常加速度Newmark法的原有算法,动网格宏模块的软件算法其有效性存在质疑。针对以上问题,首先给出数值算例以显示软件算法的缺陷特征,提出软件算法会引入数值阻尼的假定,而后通过数学手段证明数值阻尼的存在,并给出数值阻尼的理论计算公式。之后,给出算例,得出算例的数值阻尼,并利用数值阻尼修正软件算法,同时验证理论公式的有效性。最后给出文章理论的工程应用。     

复杂装药固体火箭发动机工作过程中阻尼特性分析

为了获得复杂装药发动机工作过程中阻尼特性的变化规律，首先利用有限元分析方法对不同工作时刻时的燃烧室声腔结构进行了数值仿真计算，得到复杂装药发动机工作过程中的声模态及其变化规律；基于此，计算并分析了复杂装药发动机装药燃烧过程中常见阻尼因素的变化规律，结果表明，喷管阻尼系数与壁面阻尼系数占总阻尼系数百分比逐渐减小，相反微粒阻尼系数占总阻尼系数的百分比逐渐增大，在发动机工作后期,发动机阻尼系数最小，从而导致发动机后期的工作稳定性较差，小扰动易被扩大为大扰动; 在发动机的所有阻尼中，喷管阻尼在发动机工作初期起主导作用，而微粒阻尼在工作后期起主导作用。     

高压压气机叶栅的高速模型和低速模型的相似变换准则

本文以相似理论为基础,从线性小扰动方程、跨音小扰动方程和全扰动势方程出发,推导出一组在进口马赫数不同时,保持两组叶栅气动力相似的变换准则。变换涉及跨音与亚音,跨音和不可压,亚音与不可压及其全扰动的情形。应用二维和准三维无粘数值计算方法进行数值验证,证明了变换关系在无粘下的正确性。文中使用了局部线化概念和一些假设,其合理性一并由数值试验得到证实。本文在理论和数值试验上为压气机叶栅的高速模型和低速模型之间的相似变换提供了必要的基础。      

阻尼台对轴流跨声速压气机性能的数值研究

以一台高负荷、高转速的单级跨声速轴流压气机为对象,采用全三维数值方法对有无阻尼台的压气机内部流场进行模拟,着重讨论了压气机转子中带阻尼台部分区域及端壁区域的流场。数值计算结果指出阻尼台的引入降低了该压气机的性能。流场分析表明,带阻尼台后增大了动叶中部通道(阻尼台附近)及静叶靠近机匣的区域的流动损失,但对动叶顶部流场、动叶吸力面附近的分离线位置和形状影响很小。     

计算高亚声速情况下三维机翼动稳定性导数的面元法

本文应用我们提出的跨-亚音速三维谐振机翼的局部线化面元法,同时采用了与之配偶的亚临界定常流绕三维厚度机翼的面元法迭代解,对几种不同平面形状的机翼,进行了俯仰和滚转阻尼导数的计算和分析,并和现有的实验数据以及线化理论的计算结果进行了比较,从而表明,本方法可以得到满意的动导数计算结果;还表明,当接近临界马赫数时,动导数计算必须计及跨音速非线性效应。     

内啮合斜齿轮的齿面闪温计算

本文计算了内啮合斜齿轮齿面各点的载荷、曲率半径和切向速度,在此基础上,分别用线接触弹流理论和Block基本公式计算了内啮合斜齿轮在工作条件下的齿面接触闪温分布,并对其胶合强度作了基本分析,为此类齿轮的胶合强度设计和校核提供了有效的计算方法。      

结构动力学方程的显式与隐式数值计算

从理论上详细推导了动力学方程的显式隐式时间积分数值计算方法,针对经典中心差分格式在求解阻尼结构计算效率降低的问题,研究提出了一种新的显式积分格式,理论证明该数值积分格式能够处理各种复杂阻尼状态而不降低计算效率。对于不同的时间步长通过设定调节加速度参数,能得到比经典显式计算格式和NEWMARK逐步时间积分更高的精度,最后通过数值算例对三种计算格式的理论分析进行了验证。     

一种基于欧拉方程的动导数简化计算方法

动导数是飞机飞行品质分析的关键参数,在飞机概念设计阶段快速可靠地预测动导数可缩短设计周期并减少成本。基于欧拉方程提出一种飞机组合动导数的简化计算方法,在模拟小幅强迫振动过程中忽略网格变形,通过对物面处流体添加法向扰动速度项模拟物面运动对流体造成的扰动。采用欧洲动导数研究标准模型DLR-F12对该方法进行了验证计算,计算结果与欧拉方法计算结果及试验数据具有较好的一致性。     

热流CFD计算中格式和网格效应若干问题研究

通过数值实验、理论分析、试验数据和经验公式的综合研究,探讨了CFD热流计算的格式效应及网格效应:研究了Roe的FDS格式、Van Leer的FVS格式、AUSM 格式及中心差分格式的热流计算分辨率,探讨了不同格式对热流计算精度的影响,认为AUSM 格式在热流计算精确性方面具有优势;在热流绝对值的模拟上,网格的影响很大,能否计算出正确的驻点热流值将是获得精确物面热流解的关键;通过大量的数值计算、理论分析及其同试验数据的对比研究,对可能影响热流计算的网格因素进行了细致的分析,揭示了各因素对热流计算结果的影响规律。