自适应网格局部加密方法在可压缩流场模拟中的应用

本文基于M.J.Berger和J.Oliger发展的自适应网格局部加密算法,它采用多个组合网格的思想,用于求解双曲型方程组。它结合显式有限差分格式,采用Richardson外推技术自动进行局部截断误差估计,对精度低的区域产生新细网格局部加密,或去除无需再加密的旧细网格,以最小的运算量达到给定的精度要求。网格可一层层加密下去,按层次覆盖,每个网格是有任意方向的矩形均匀网格。这套算法独立于求解所用的差分格式,很容易和各种格式结合。 我们从M.J.Berger和J.Oliger程序出发,参考M.J.Berger和P.Colella,对守恒型方程组,实现了粗细网格交接面上数值通量守恒,从而能计算间断解。对网格边界处理、误差估计和网格重新生成等做了一些改进,并且可以灵活地在任何感兴趣区域指定加密。 我们用不定常Euler方程组计算了带前台阶的二维管道中Mach-3流动,采用MacCormack显式附加人工粘性差分格式。共用了四层网格结构:Δ=1/10、1/20、1/80和1/320。其中基本网格是Δ=1/10;到台阶上第一次激波反射区域从Δ=1/20加密至Δ=1/80,计算到定常所需运算量仅是同等均匀网格△=1/80的28％;我们还用Δ=1/320网格对台阶拐角和切向间断处指定加密,结果表明可明显改善台阶上的激波Mach反射,切向间断清晰可辨,所需的计算量是上述均匀网格Δ=1/     

Euler方程的自适应多重非结构网格计算

介绍一种基于四面体网格的多重网格技术,用于求解三维Euler方程定常解,具有十分明显的加速收敛效果。求解Euler方程的基本算法采用有限体积中心差分格点格式。多重网格技术采用一组几何上相互独立的粗细不同的网格。流动变量、余量和修正量在相邻粗细网格间的相互传递通过线性插值实现。采用自适应技术对网格进行加密,可以获得较优的网格,并作为一套细网格,进行多重网格计算。数值实验表明本文自适应多重网格法十分有效。     

用隐-显法解超音速紊流流过凹角的分离流动

众所周知,用显式的差分格式对时间相关的N-S方程求数值解时,时间步长须受稳定性条件的限制,计算效率较低。特别是在紊流附面层中,近壁面的节点必须位于粘性底层内,网格间隔十分小,由此确定的计算步长亦十分小。因此,欲达到稳定状态的结果要耗费大量的机时。本计算在近壁面的法线方向上的细网格区采用了守恒的“delta”形式的隐式格式,而在其余地区及流向方向仍采用MacCormack的两步显式格式,从而提高了计算效率。为了减小非线性振荡,还采用了[2]所提出的开关函数,取得了很好的结果。     

气动计算中一个简单有效的差分格式

本文采用算子附加修正方法,提出了一个气动计算中简单而有效的差分格式。此差分格式的特点是保持原显式格式的精度,计算过程有显式格式的简单,又有隐式格式的特点,即对于任意步长此格式都是稳定的。本文利用此格式求解了N-S方程,给出了二维激波与边界层干扰的分离流计算结果,并与MacCormack的隐式格式进行了比较。计算结果表明,本文提出的格式与MacCormack隐式格式相比,大大简化了计算过程,节省了计算机时。     

三维层流分离流动Navier-Stokes方程的数值解法

本文研究了配平翼和直角板的三维层流分离流动。利用反扩散的显隐式差分格式和显式混合差分格式对N-S方程和简化N-S方程作了计算,求得了流场的物理量分布。与已有数值结果比较,本文的结果是满意的。     

二维Euler方程的自适应网格矢通量算法

给出了二维轴对称欧拉方程的自适应网格隐式矢通量分裂差分格式和模拟结果,隐式矢通量分裂格式不需人工粘性项与人工耗散项,可以计算跨声速流场,也可以较准确地捕获激波,利用流场解的梯度信息对网格进行调整,可以提高激波的捕获精度,算例表明,该方法精度高稳定性好,不依赖于初始条件。     

烧蚀端头的瞬变外形及内部温度分布

本文通过对传热、烧蚀和形状变化的耦合计算取得了各向同性和各向异性石墨再入端头帽的温度场。直接从热传导偏微分方程出发,通过座标变换,建立三层无条件稳定的显式差分格式,计算简捷。在碳表面,包括十七组元的平衡烧蚀计算表明,壁面的主要化学成分有N_2、CO、C_2N、C_3、CN等几种。对非线性形状变化方程,采用可显式计算的隐式差分格式,稳定性良好。二种石墨端头的温度场差别很大,但算例条件下的总烧蚀量相差无几。     

p型多重网格间断Galekin有限元方法研究

在二维非结构网格上,使用p型多重网格间断Galerkin方法求解定常可压缩欧拉方程。p型多重网格方法主要特征是通过对不同阶次多项式的近似解进行递归迭代求解。文中高阶近似(p0)上使用显式格式,在最低阶近似(p=0)上选用隐式格式,而非显式格式,从而在保证精度和占用较小内存的情况下加速收敛到定常解。运用该方法对NACA0012跨音速无粘流动进行数值模拟,数值结果表明:p型多重网格方法同单重显式Runge-Kutta方法相比,收敛速度能够提高6倍左右,并且精度保持不变。     

不同矢量偏角下二元喷管内流特性的数值研究

应用多重网格MacCormack显式格式对不同矢量角下二元喷管的内部流动进行了模拟分析。计算时, 在细网格上采用了雷诺平均N-S方程与k-ε湍流模型方程;在粗网格上则采用Euler方程。数值计算给出了较清晰的流谱, 壁面压力分布的计算也与实验结果相吻合。通过计算结果分析了矢量喷管几何参数对流场的影响, 并对矢量喷管的推力特性进行了数值研究。      

模拟三维粘性流动的显式多重网格算法

提出一种模拟三维粘性流动的显小多重网格算法。该算法以Ｎｉ与Ｊｏｈｎｓｏｎ所提出的二维多重网格技术为基础,采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ显式格式结合空间变时间步长推进,分别在细、粗网格层上对雷诺平均Ｎ－Ｓ方程进行交替求解。在多重网格计算过程中,以最细网格层上新、旧迭代解来近似通量的时间导数。建立了新的多重网格迭代格式。该格式避免了Ｎｉ的原型格式对Ｊａｃｏｂｉａｎ矩阵的附加计算。从而节约了大量机时,较大程度地提高了收敛速度。应用所建立的算法模拟了非轴对称二元收缩、扩张长喷管的内部流动,并同实验数据进行了对比,两者相吻合,表明所建立的算法是可靠的。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。