随机变幅载荷下结构疲劳可靠性分析——RDCDR模型

通过对恒幅载荷下疲劳应力幅与寿命之间的S-N关系的随机化处理,在Miner线性累积损伤理论下,建立了一种用于随机变幅载荷下结构疲劳可靠性分析模型(RDCDR模型)。模型中的各参数由恒幅疲劳试验数据采用最大似然法确定。采用Monte—Carlo法对模型求数值解。举实例说明了模型的应用。     

基于灰色估计和多项式变异理论的附件传动系统在随机载荷作用下的疲劳寿命预测

针对航空发动机附件传动系统在随机疲劳载荷作用下的寿命预测问题,提出了综合灰色估计和多项式变异理论的疲劳寿命预测方法。运用灰色模型和多项式变异理论,得到二维载荷谱及等幅疲劳中值曲面。以平行轴-齿轮传动结构为例,基于Miner疲劳累积损伤理论,危险点的疲劳中值寿命计算值约为135×107次。验证试验中采用等效应力状态的40Cr标准试件,工艺流程依据GB3077-82可满足航空传动轴强度要求。定时截尾寿命试验的样本容量是45,试验样本寿命的均值约为142×107次,结构疲劳中值寿命的试验值略高于计算值,证明该计算方法是可靠并偏于保守的,为提升附件传动系统疲劳寿命提供理论参考和数据基础。     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量;滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命;导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。     

大子午扩张涡轮的根部型线研究

大子午扩张涡轮具有外壁侧来流易分离、导叶出口径向压差较大等特点,对根部型线优化改型和原型进行全三维数值模拟,分析了下端壁叶型型线对流动的影响,并研究了根部型线设计特点.结果表明:优化根部型线,能够合理的对栅前流量径向分布进行调整,减弱甚至消除顶部来流分离,改善顶部流动;同时,此叶型也能合理的改善出口马赫数分布以及出口压力径向分布,减弱和消除吸力侧出口S₁面分离的径向流动,改善根部流动.      

密切曲面锥导乘波体的设计与理论分析

将密切锥导乘波体技术应用于一般曲面锥流场,以期获得升阻比、容积率更高的密切曲面锥导乘波体。首先,设定不同乘波体后缘激波型线,在两种代表性曲面锥流场内,生成了四种乘波体构型,利用数值方法验证乘波体设计方法可行性;然后构造了三类典型单一控制变量的曲面锥流场,对比分析了对应密切曲面锥导乘波体性能变化规律。研究表明：（1）密切曲面锥导乘波体流面压力分布、后缘激波型线与理论设计吻合,关键位置压力与理论值相对偏差约1%,说明利用密切技术在曲面锥流场中“截取”乘波体的方法是可行的。（2）曲面锥流场控制参数不同,可获得升阻系数、容积率、压缩量增加,升阻比降低的乘波体,也可获得升阻比、容积率增加,升阻系数降低的乘波体。     

OWN_机翼布局升力特性研究

研究OWN(Over-the-Wing Nacelle)对机翼升力特性的影响。通过对OWN和机翼组合体的气动数值模拟,给出环量(升力)沿机翼展向分布,结合机翼剖面上下翼面压强分布,分析了OWN对机翼的影响;通过对比研究分析了OWN的不同安装位置对机翼升力特性的影响。研究结果表明,可以作为类似的发动机短舱置于机翼上方布局设计参考。     

基于熵产理论的水翼空化特性研究

为了对空化流场中的能量损失做出定向、定量的评价,引入熵产理论对绕二维水翼流场进行了分析。以NACA0009翼型为计算模型,选用k-ω湍流模型以及ZGB空化模型对翼型的外特性进行了数值仿真并与实验结果进行了对比,发现计算结果与实验结果符合较好。仿真结果表明,熵产与翼型外特性之间有明显的相关性,在升力系数和阻力系数发生突变的时候,熵产和能量损失也发生剧烈变化;在流场中湍流耗散熵产始终占80%以上,大空化数下壁面熵产占比在10%左右,不可以忽略;能量损失总是集中分布在空穴的末端和翼型的尾端;空化数在0.6～0.4时,空穴会发生大尺度周期性脱落,造成流场的损失增大,但是当空化数0.4时,空穴变得比较稳定,使得流场比较稳定,损失减小。分析表明,熵产理论可以应用于空化流场分析中。     

弹舱流动特性数值模拟及风洞试验研究

针对弹舱流动自身的复杂性以及对内埋武器安全分离的影响,本文利用数值模拟和风洞试验相结合的手段分析了三类弹舱流动特性,着重研究了几种典型弹舱的几何参数(L/D、W/D、δc、δh)以及来流马赫数(M)与弹舱流动特性间的耦合影响关系,获得了跨超声速来流条件下弹舱流动特性和压力分布.研究结果表明,弹舱长深比(L/D)是影响弹舱流动类型和流动特性的关键因素,W/D、δc、δh和M对弹舱流动类型和流动特性也有一定的影响;三类弹舱流动类型中开式流动弹舱内压力分布较均匀.     

双钟型喷管高度补偿特性的数值分析

针对双钟型喷管流场中存在的激波、激波与附面层相互作用、大尺度分离流动等复杂的物理现象，应用RNGκ-ε湍流模型封闭二维粘性可压缩N-S方程组，采用二阶迎风格式及隐式Gauss-Seidel迭代方法进行耦合求解，对双钟型喷管流场进行数值模拟研究。结果表明，双钟型喷管在低空出现壁面可控流动分离，避免了过膨胀现象，性能优于大面积比钟型喷管；在高空下为完全附着流动，性能优于小面积比钟型喷管，实现了高度补偿特性。     

昆虫悬停飞行的动稳定性:理论分析与数值模拟

首先,从昆虫(身体和拍动翅)的动力学方程和N-S方程出发,在一定假设下,将运动方程简化为6自由度刚体的方程,并用线化理论给出了反映昆虫悬停飞行纵向动稳定性的理论解.然后,用完全的动力学方程和N-S方程偶合的数值解对上述理论的简化假设进行了检验.     

真空小喷管羽流场的Monte Carlo直接模拟

利用直接模拟的Ｍｏｎｔｅ Ｃａｒｌｏ方法数值模拟了真空喷管羽流场，获得了符合规律的数值模拟结果。由于将随机取样频率法用于轴对称问题中，解决了计算机内存和速度上的困难，同时也证明了Ｒ－Ｓ－Ｆ方法的可靠性。     

正激波结构与反射的蒙特卡罗模拟

本文用变径刚球模型(VHS)与Larsen-Borgnakke模型借助直接模拟蒙特卡罗方法模拟正激波结构与反射问题。直接模拟显示了分子间作用力幂次对激波剖面的影响,平动自由度经激波的非平衡效应,双组分气体经激波的组分分离效应,有转动自由度激发(双原子分子)气体中激波结构、传播和反射、双原子轻分子作为载体的混合气体激波结构中重气体的温度超出等。