复杂外形飞行器多块结构贴体网格生成

通过求解椭圆型方程生成三维贴体坐标网格,采用分块技术生成多块结构网格体系。每个子区域转换成计算空间内的立体域,具有自身的曲线坐标系,从而所形成的整个网格系统不会过分扭曲和不规则,这将有利于对于复杂边界的真实飞行器绕流流场的求解。文中讨论了控制函数对网格生成的影响。     

大曲率弯道和叶栅内的湍流数值模拟

本文在贴体曲线坐标系下应用非交错网格技术，发展了适于求解复杂流动的压力修正算法，采用速度的协变物理分量为动量方程的求解变量，推导得出一个适于任何曲线坐标系下控制单元体界面流通量的插值模式，可以有效地抑制不合理的波动压力场，计算表明，算法稳定收敛，计算值与试验值吻合良好，同时能预示通道内复杂的流动现象。     

三维复杂区域对流换热问题的控制方程及计算

研究并发展了一套计算复杂区域对流换热问题的通用方法并开发了相应的可视化计算程序。针对所建立的一组以直角坐标速度分量表示的非正交曲线坐标系下的三维流动及传热控制方程,采用有限体积方法离散,SIMPLER算法求解,并利用网格界面速度插值方法解决采用非交错网格时出现的压力波动问题。本文利用所开发的程序计算了低散热发动机冷却通道自然对流换热问题。      

压气机叶片排中三维流场计算的多网格法

以三维有限差分形式的MacCormack格式为基础, 对相对圆柱坐标系下弱守恒型控制方程, 导出了残差在粗、细网格上的传播与回插公式, 形成了一种多网格算法。计算表明, 这种算法大幅度地提高了计算收敛速度, 而且方法本身简便易行。      

环形燃烧室两相喷雾燃烧的大涡模拟

在三维任意曲线坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法对环形燃烧室火焰筒气液两相紊流瞬态反应流进行数值模拟.采用椭圆偏微分方程生成三维贴体网格,计算中所采用的数学度模型有:k方程亚网格尺度模型估算亚网格紊流粘性;亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率;热通量辐射模型估算辐射换热.并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE算法和混合差分格式求解,液相采用随机离散模型(Stachasttc Separated Flow,简称SSF),在拉格朗日坐标系下追踪各油珠群沿各自轨道运动、质量损失及能量变化.通过计算结果与实验数据相比较,表明在三维贴体坐标系下对燃烧室火焰筒两相紊流油雾燃烧流场进行大涡模拟,采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法能反映两相紊流化学反应流流动及实际燃烧过程.     

大涡模拟模型燃烧室燃烧性能计算

对带双级扩压器的模型燃烧室气液两相瞬态喷雾燃烧过程,在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法进行数值研究,同时采用多维经验分析法预估燃烧性能.采用 k 方程亚网格尺度模型模拟亚网格湍流黏性;亚网格EBU(eddy-break-up)燃烧模型预估化学反应速率;多维经验分析法计算燃烧性能;并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE(semi-implicit method for pressure-linked equations)算法对控制方程进行求解,液相采用随机离散模型,两相之间的耦合采用PSIC(particle-source-in-cell)算法.通过大涡模拟瞬态及时均计算结果表明:与粒子图像测速仪(PIV)测量的瞬态速度场、出口温度分布试验数据吻合,表明在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法,数值模拟模型燃烧室两相喷雾燃烧流场,所采用的亚网格模型可以用于燃烧室气液两相喷雾燃烧流场的大涡模拟;燃烧性能计算结果与试验测量结果基本一致,说明所采用多维经验分析法可以用来数值模拟航空发动机燃烧室燃烧性能的计算,特别是污染物的预估,为设计低污染高性能航空发动机燃烧室提供有用的设计依据.      

粘性流体对流换热问题用直角坐标网格的解法

研究了非结构化直角坐标网格全贴体求解粘性不可压流体自然对流换热问题。该方法在于利用直角坐标网格但通过在边界附近保留不规则控制体,使得算法是完全贴体的。利用此数值方法对二维倾斜空腔内的自然对流及上固体边界移动时的对流换热问题进行计算,并与STAR-CD的计算结果进行比较。对比结果表明,该方法计算的结果与STAR-CD的结果很接近,可以满足一定精度要求。      

粒子分离器气动特性数值研究

本文利用张量分析建立了三维贴体坐标系上的通用输运方程;采用贴体网格计算了粒子分离器二相流的三维流场;建立了三维的粒子运动轨迹微分方程,理论上分析了粒子分离器结构设计对其性能的影响,与试验结果吻合较好。     

二维粒子分离器的流场及分离效率的数值模拟

数值模拟了某型惯性粒子分离器(简称IPS)的二维有粘轴对称流场分布、及各种不同尺寸砂粒的轨迹及分离效率,采用贴体坐标网格,并将多连通域转换成单连通域,在任意非正交曲线坐标系下求解IPS的分叉流动、粒子运动轨迹和分离效率。计算与实验结果吻合良好,表明:本文所采用的方法和编制的程序能反映粒子分离器的主要特征。      

基于浸入式边界法的振荡转子叶片数值模拟

对于流固耦合问题,传统的数值模拟方法由于需要不断的网格重构使得问题变得复杂,本文通过利用浸入式边界法建立了在单一坐标系和网格下求解振荡转子叶片的快速计算模型,从而避免了传统方法中由于需要不断地重构贴体网格造成的数值模拟的复杂性。为了验证该方法的正确性,分别对低KC(Keulegan-Carpenter)数下的振荡圆柱和两自由度振荡圆柱进行了数值模拟,计算结果与以往的试验结果和数值结果吻合得很好,证明了浸入式边界方法的可靠性。在此基础上,对振荡转子叶片进行了数值模拟。结果表明折合速度和叶栅稠度是影响振荡转子叶片的重要因素。并且,值得注意的是这种耦合过程并没有生成贴体网格,因此大大减小了计算时间,这样可以更加快速、准确地模拟真实的叶栅流动情况。     

航空发动机滚动轴承的载荷分布研究

滚动轴承载荷分布的研究大多应用基于Hertz接触理论的拟动力学法进行。由于Hertz接触理论半无限空间的边界条件,以及分析时采用刚性套圈假设,拟动力学法的计算结果与实际情况有较大出入。近年来随着有限元、边界元等数值计算方法的发展,使考虑套圈变形和边界条件影响的滚动轴承载荷分布的研究成为可能。建立滚动轴承载荷分布的有限元分析模型,分析载荷参数对轴承接触应力、接触角和变形的影响规律,并将有限元法的计算结果与拟动力学法及实验结果进行分析比较。研究表明:由于有限元法考虑套圈变形以及边界条件的影响,与实验结果更为接近。     

求解Euler方程的无网格与有限体积混合算法研究

研究了无网格方法与有限体积法相结合的、求解Euler方程的混合算法.与单一的无网格方法相比较,由于在大部分计算区域采用了有限体积法,使得发展的算法在运算效率上能与有限体积法相当;同时在物体附近嵌入了无网格区,使得在处理几何外形上更具灵活性.有关算法涉及的无网格与网格区域搭接处理,通过在交界面处引入辅助卫星点和网格单元构成边界信息,实现了区域间的流动信息传递.Euler方程的空间导数分别在两区域用有限体积法和无网格法离散近似,时间方向都采用四步显式Runge-Kutta格式推进求解,数值模拟了喷管内流和绕翼型外流,并分别与整体有限体积法和整体无网格方法进行了比较.算例展示出,提出的混合算法能有效捕捉激波间断,且两区域等值线过渡光滑,算法效率如预期与有限体积法相当,表明该方法是可行的.     

基于黏性涡模型的旋翼流场数值方法

 建立了一种适用于旋翼非定常流场特性分析的黏性涡数值方法。在该方法中:流场中的大尺度涡被离散为若干微小的涡元,通过求解涡量-速度形式的Navier-Stokes方程模拟涡元的输运等过程;黏性扩散效应采用高精度的粒子强度交换法进行计算,而桨叶附着涡以及新生涡环量采用了Weissinger-L升力面理论进行求解;为显著提高计算效率,在诱导速度及其梯度的计算中还引入了快速多极子算法(FMM)。应用上述方法,对悬停和前飞状态下的多个旋翼流场算例进行了计算,通过对比旋翼尾迹涡量特征和诱导速度分布等,验证了该方法的有效性。此外,还将本方法与旋翼计算流体力学(CFD)方法及传统的自由尾迹方法进行了比较,结果表明黏性涡方法在兼顾效率的同时,还能够更好地捕捉旋翼尾迹运动。     

Residual stress analysis of multi-pass cold spinning process

Uncontrolled residual stresses have significant effects on the service time and defects of the spun parts. Nowadays, X-Ray Diffraction(XRD) method has been widely used in the residual stress measurement of industry products with different forming processes. The calculated residual stress is usually obtained from the data fitting slope of strain and angle with Ordinary Least Squares(OLS) method. But this fitting method is not always suitable for the big fluctuant data. In this paper, the Weighted...     

螺旋桨性能计算的升力线与升力面方法

基于改进升力线方法，编制了螺桨升力线方法计算程序，并以此为基础，在桨尖外一层虚网格和虚控制点，得升力线理论中导出的附着涡和自由涡的积分公式，发展了一种螺旋动性能计算的升力面方法，该方法具有简洁、方便，实用等特点，用本文发展的升力线和升力面方法对多个螺旋桨算例进行了计算，计算结果与实验结果符合良好。     

基于有限元全耦合方法的耳片疲劳损伤力学分析

精确分析和预测连接耳片结构的疲劳寿命对保证飞机安全具有重要意义。采用损伤力学—有限元全耦合方法对飞机上典型连接耳片结构进行分析,得到该结构的疲劳损伤演化过程和疲劳寿命;将分析结果与疲劳寿命工程估算方法——名义应力法进行比较,证明损伤力学—有限元全耦合方法应用于结构寿命预测的可行性,并将损伤力学—有限元全耦合方法与线性Miner准则、损伤全解耦方法进行对比分析。结果表明：损伤力学有限元全耦合方法,其计算结果是唯一的、确定的,比运用线性Miner准则和损伤全解耦方法所得的结果更准确,弥补了名义应力法的不足。     

水滴撞击特性的粒子统计法研究

基于水滴撞击特性研究的拉格朗日方法,提出了适合于考察非定常情况的粒子统计法.通过统计非定常流场中不同时刻撞击在防冰表面上不同区域的粒子数,获得防冰表面上粒子浓度分布随时间的变化情况,与基于染色法水滴撞击试验获得的色度分布具有直接对应关系;采用基于染色法的动态图像测量方法对某型发动机帽罩缩比模型开展了水滴撞击特性试验,对所提粒子统计法进行了验证.基于拉格朗日方法的粒子统计法获得的计算结果与试验结果符合较好,与采用拉格朗日轨迹法获得的结果具有较好的一致性.粒子统计法所模拟的物理过程与试验过程一致,在处理湍流随机性和来流液态水含量分布不均等方面具有优势.     

大曲率缺口奇异有限元计算模型及其数值分析

 研究了大曲率缺口的位移场基本理论,构造了一种新的大曲率缺口位移模式;建立含大曲率缺口损伤结构有限元方程和相应的缺口奇异单元;提出了求解大曲率缺口应力与应力强度因子等断裂参量一种的新数值计算方法。算例说明本方法是一种有效的数值计算分析方法,其研究成果对众多的材料破坏试验极有参考价值。     

Static aeroelastic analysis of very flexible wings based on non-planar vortex lattice method

A rapid and efficient method for static aeroelastic analysis of a flexible slender wing when considering the structural geometric nonlinearity has been developed in this paper. A non-planar vortex lattice method herein is used to compute the non-planar aerodynamics of flexible wings with large deformation. The finite element method is introduced for structural nonlinear statics analysis. The surface spline method is used for structure/aerodynamics coupling. The static aeroelastic characteristics of the wind tunnel model of a flexible wing are studied by the nonlinear method presented, and the nonlinear method is also evaluated by comparing the results with those obtained from two other methods and the wind tunnel test. The results indicate that the traditional linear method of static aeroelastic analysis is not applicable for cases with large deformation because it produces results that are not realistic. However, the nonlinear methodology, which involves combining the structure finite element method with the non-planar vortex lattice method, could be used to solve the aeroelastic deformation with considerable accuracy, which is in fair agreement with the test results. Moreover, the nonlinear finite element method could consider complex structures. The non-planar vortex lattice method has advantages in both the computational accuracy and efficiency. Consequently, the nonlinear method presented is suitable for the rapid and efficient analysis requirements of engineering practice. It could be used in the preliminary stage and also in the detailed stage of aircraft design.     

基于控制论隐式约束的翼型跨音速减阻优化设计

采用基于梯度的优化方法来研究气动外形优化设计问题,其梯度的计算是通过求解伴随方程得到,与传统的差分法和遗传算法相比计算量大大减小.采用一种全新的隐式约束处理方法:约束自动地满足而且设计状态不改变,因而程序设计也相对简单高效.给出的算例也达到了预期的优化设计目标.