基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型

发展了一种基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型。着重探讨了基于CFD／CSD耦合计算的Volterra核辨识方法。CFD／CSD耦合计算采用了一种简单的动网格快速生成方法，气动网格与结构网格节点间的物理信息交换采用一种改进的CVT方法。通过与CFD／CSD直接计算的结果对比，表明非定常气动力Volterra级数模型是一种效率高、精度好、能描述非线性、便于使用的降阶模型，特别适用于预测结构做非定常运动下的非定常气动力。     

空间站舱内空气速度分布的CFD分析

为了设计一个合适的通风系统，建立了某型空间站座舱和送风设备的CFD模型。基于这些模型，采用k—ε湍流模型获得了舱内空气在不同流量，不同散流器送风方向和不同散流器布置方式等条件下的流速分布，简要分析了空间站向飞船提供热支持时，舱间通风对舱内空气速度分布的影响。分析结果表明：（1）散流器的送风方向对流速的分布影响很大，45度进风方式的流速分布明显优于30度的进风方式；（2）推荐的三种散流器布置方式均可以获得满意的流速分布，关键是能否根据不同的空气流量提供合适的散流器出口速度；（3）设计合理的舱间通风能够改善舱内空气流速的分布；（4）提供的数据可以直接用于该型空间站通风系统的设计。     

水陆两栖飞机内吹式襟翼优化设计

为改善某型水陆两栖飞机的起降性能,提高其抗浪能力,需设计高性能吹气襟翼以满足其性能要求。本文在国内外已有的吹气襟翼研究基础上,结合飞机气动综合优化设计框架及计算流体力学(CFD)的优势,以设计出高气动效率及工程实用性的内吹式襟翼方案作为设计目标,对内吹式襟翼的基本形式、吹气缝道位置及喷缝参数等进行综合优化设计,最终通过风洞试验来验证优化设计方案的有效性。从分析及验证结果来看,通过本优化设计方法所设计的内吹式襟翼,能在使用相同吹气动量系数的条件下,明显推迟襟翼上的气流分离,实现最大升力系数20%左右的提升,显著提升了内吹式襟翼的气动效率,为进一步实现内吹式襟翼的工程应用奠定了基础。     

基于高精度模态气动力的跨声速静弹高效分析方法

跨声速静弹分析一直是工程设计中的难点问题,以模态坐标系下的线性静弹方程为基础,提出了基于高精度模态气动力的跨声速静弹高效分析方法,该方法仍需求解线性静弹方程,但对于其中关键的模态变形引起的弹性气动力增量,采用由结构变形到气动力的单向计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)/计算结构动力学(Computational Structural Dynamics,CSD)耦合方法获得,实现了高效线性方法与高精度CFD/CSD耦合方法的有效融合。以某小展弦比机翼基本状态、舵偏状态以及某型战斗机跨声速副翼效率的静弹分析为例,对比分析了本文方法、经典线性方法、CFD/CSD耦合方法的计算结果以及某型机的试飞辨识结果。分析结果表明,所提出的方法在计算效率、精度和鲁棒性方面具备综合优势,具有较高的工程应用价值。     

高温风洞收集口喷水降温数值仿真研究

针对高温风洞中扩压器前段壁面防热问题，提出对高温气流外缘喷水降温的方法。通过在收集器入口与喷管出口间安装喷水环，利用液态水汽化吸热对高温气流进行降温，使扩压器壁面形成低温保护层。为了解该方法降温效果，本文利用DPM、组分输运等模型的耦合建立了超声速两相流CFD模型，对向超声速热气流喷水进行降温的过程进行了数值计算，计算结果表明，扩压器启动后有显著的降温保护效果。同时，为探索风洞排气背压和喷水量对风洞流场和壁面降温效果的影响，通过计算得出了变排气背压、变喷水量与降温效果之间的关系，为高温风洞收集口喷水降温装置的优化设计提供了参考。     

Computational study of wing deformation and sting interference effects with the CAE-AVM test case

A modern transonic computational fluid dynamics test case is described in this paper, which is the Aerodynamic Validation Model (AVM) from the Chinese Aeronautical Establishment (CAE). The CAE-AVM is a representation of a modern transonic business jet aircraft with a design Mach number of 0.85. Numerical simulations for the AVM are conducted for two geometries: one baseline geometry, and one geometry that includes the applied model support system of the wind tunnel as well as the deformed wing shape that occurred during wind tunnel testing. The combined influence of wing deformation and model support interference on local and integral aerodynamic features is presented. Comparisons between CFD and experimental results are made; reasons of discrepancy between results from considered cases are analyzed.     

基于CFD动网格的内装式空射分离研究

研究了使用飞机发射运载火箭时的机箭分离过程.提出了一种可以解决内装式空射分离问题的整体解决方案,主要基于CAD三维实体建模方法、多体动力学方法和结合六自由度运动的计算流体力学(CFD)动网格方法.以CFD动网格计算为核心,进行了空射分离过程关键问题的研究,得到了火箭在载机气动干扰环境下的运动特性,为轨道卫星和弹道导弹的快速、廉价发射打下了研究基础.     

Ansys在镀锌锅空间温度场分析中的应用

利用Ansys对镀锌锅上方空间的温度场进行模拟。在模拟过程中，利用Ansys软件中的FlotranCFD模块建立模型，计算锌锅上方空间的流场和温度场分布情况，分析温度的主要影响因素，为热镀锌生产线的工程设计提供了理论依据。此方法也为温度分析提供了一种新的思路。     

某缩尺推力室燃烧和传热特性研究

为了研究冷却剂的流动方向和推进剂的质量流量对推力室燃烧和传热过程带来的影响,以某型氢氧火箭发动机的推力室缩比试验件为研究对象,对推力室的燃烧和传热过程进行了数值仿真。改变冷却剂的流动方向,最高壁面温度相差1.04%,最高壁面热流密度相差0.544%,冷却剂温升相差0.233%,出口压力相差3.803%,分析发现,改变冷却剂的流动方向,对推力室内部的燃烧过程和壁面传热效率影响很小,冷却剂的流动方向会影响壁面温度分布。推进剂质量流量提升22.29%,室压提升22.17%,燃烧效率降低0.55%,最高壁温提升9.16%,最高热流密度提升17.48%,冷却剂温升提高13.05%,分析发现,提升推进剂质量流量会导致推力室壁面温度和冷却剂温升的提高,由于缩比发动机反应空间小燃烧不够充分,提升推进剂质量流量会使燃烧效率有所下降。     

分层扫气二冲程汽油机的数值模拟

为研究分层扫气发动机的扫气特性和工作机理,建立了分层扫气发动机三维模型,并利用三维CFD仿真软件Fluent在额定转速下分别对有无分层扫气系统的发动机流场进行仿真与分析,计算所需的边界条件通过对发动机进行一维模拟计算得到。结果表明:分层扫气发动机在工作过程中利用纯空气在新鲜混合气和废气之间形成分层,并由纯空气承担一部分扫气损失,使得未燃碳氢化合物的排放减少了15%,提高了发动机的燃油经济性;有无分层扫气发动机扫气效率都是75%,分层扫气系统对发动机扫气效率没有较大影响,研究结果可以为分层扫气发动机的设计提供参考。