直升机吊挂流场数值模拟与尾鳍设计分析

根据已知的直升机吊挂的几何尺寸,利用CAD软件建立了两种吊挂的三维模型.利用图像测绘的方法对第1种吊挂尾鳍进行了初步设计,通过计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)方法对带尾鳍的吊挂模型进行了计算与分析,气动力计算结果与理论计算结果吻合较好.此外,对第2种UH-60黑鹰直升机带尾鳍吊挂进行了CFD计算,考察了尾鳍对吊挂流场的影响.通过对两种带尾鳍的直升机吊挂情况的计算分析,证明了尾鳍对保证吊挂在飞行过程中的航向稳定性具有关键的作用,进而提出了一种基于无空气阻尼力假设的直升机吊挂尾鳍尺寸的设计方法,并对第2种吊挂状态下的尾鳍尺寸进行了计算设计.计算所得到的尾鳍面积对航向稳定性的影响结果与国外风洞实验结果保持一致.     

壁判据用于计算流体力学（CFD）可信度评估

本文把作者提出的近壁干扰剪切流动(ISF)全域理论与流体运动方程组及流体在壁面上无滑移条件相结合导出一组壁面判据.壁判据为计算流体力学(CFD)仿真的可信度评估提供了基于流体理论的一条直接验证途径.对不可压缩流动的十一个熟知的NS方程组精确解,包括二维驻点和斜入射再附点流,二维分离点和背风驻点流,轴对称驻点和背风驻点流,旋转圆盘附近的三维Von Karman 流、收缩和扩张渠道流和非定常斜入射三维驻点流;以及经典边界层及其无粘外流和相似性边界层及其粘外流的NS方程组解,提出可用于验证近壁流动计算的几个壁相关函数.证实它们准确满足所有壁判据;说明壁判据可用来检验NS方程组数值解近壁计算结果的计算精度并验证其可信度.     

锥导乘波构型设计、优化与分析

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求。在锥导乘波构型参数化设计的基础上,采用工程估算和计算流体力学相结合的方法,通过正交试验设计分析了不同参数对目标影响的敏感性,合理选择设计参数优化区间,应用改进的多目标遗传算法对乘波构型进行了优化设计,针对优化外形开展了气动性能的数值模拟研究,并在高超声速炮风洞中完成了缩比模型的验证性实验。结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合。研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考。     

降落伞开伞过程的多结点模型仿真

根据降落伞的结构和力学特征,在轴对称假设下创建了伞衣及回收物系统的多结点结构模型.通过考虑应力,重力和气动力的作用效果,建立了用于无气流攻角平面圆形降落伞充气模拟的多结点结构模型动力学方程组.对开伞过程中的流场变化引入准定常假设,利用simple算法数值模拟求解RNG(Renormalization Group)k-ε湍流模型下的雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程以获得选定时刻的伞衣表面压力分布.结合多结点模型动力学方程组的解算代码和计算流体力学程序,采用流固耦合的方法对选定的平面圆形降落伞模型的开伞过程进行了动态仿真,得到了开伞过程中降落伞外形和特性的变化.通过结果分析和比较,证明了多结点模型的可行性,发展出了一种用于降落伞流固耦合计算的新方法.      

冲压发动机超声速进气道流动自激振荡研究

当冲压发动机超声速进气道工作在一定条件下时,会出现自激振荡现象.采用数值模拟方法研究了某超声速进气道结构的自激振荡现象,分析了振荡时进气道内流场的变化过程.研究表明发生自激振荡时进气道中流动产生大幅脉动,造成进气道壁板结构承受周期变化的气动载荷,载荷振荡频谱中包含多个特征频率,其与声模态频率相重合,表明自激振荡现象与声模态的相关性.      

超声速流动现象的水法流模拟与仿真

根据流体流动控制方程组,研究发现明渠中的浅水波和气体中的扰动波具有相同的传播特征,因而可用直观形象的水流实验来模拟复杂的气体动力学现象.运用收缩扩张形实验明渠得到的水流实验结果与气体流场数值仿真结果具有良好的一致性,验证了明渠流模拟气体动力学现象的有效性.研究结果表明:拉瓦尔喷管中的马赫数M与同尺寸明渠中的弗劳德数Fr具有相同的变化规律;明渠中的超临界流通过楔形体和圆柱体时的流动现象可以比较理想地模拟出超声速气流在相应条件下的膨胀波和激波现象;通过改变出口外部水位的方式在明渠内形成的水跃波,可以非常形象地模拟出拉瓦尔喷管在相应条件下形成的管内激波.     

基于非结构嵌套网格和逆风格式的旋翼悬停流场数值模拟

为更好地计及桨叶间相互影响,同时捕捉桨尖附近的流场细节,发展了一套非结构运动嵌套网格方法,并针对关键的贡献单元搜寻问题提出了一种高效的搜索方法.为了可方便地扩展到前飞状态的计算,同时为提高旋翼流场涡量的捕捉精度和效率,采用双时间法求解惯性坐标系下的非定常N-S主控方程,空间方向上使用二阶迎风格式,在此基础上,将不同精度格式的计算结果与试验值进行对比,并讨论了桨尖形状变化对旋翼气动特性的影响,结果表明本文建立的CFD方法对旋翼悬停流场的模拟是很有效的.     

二维带动力吸气式高超声速飞行器绕流的PNS-NS混合求解

为了提高吸气式高超声速飞行器绕流的求解效率,采用空间推进求解抛物化PNS(parabolizedNavier-Stokes)方程和时间迭代求解Navier-Stokes(N-S)方程的混合计算流体动力学(CFD)方法来求解高超声速飞行器整机绕流.在超声速占主导的流动区域采用空间推进求解抛物化N-S方程的方法,在亚声速和分离区采用时间迭代求解N-S方程的方法.对于求解二维带化学反应的吸气式高超声速飞行器绕流,混合CFD方法和完全时间迭代方法相比,可得到同等准确的数值模拟结果,并且求解效率提高了数倍.      

基于熵产最小曲线型散热器参数优化设计

基于参数化设计和模拟方法,采用VB开发了放射状散热器参数化设计模拟软件,可自动生成高质量的六面体网格和进行数值计算.利用该软件快速对风扇散热器组件的结构参数进行性能分析和讨论,加深了对风扇散热器组件各主要参数在散热器整体性能中影响程度的认识.采用并行计算流体力学方法,基于组合优化策略以熵产最小为目标函数对多参数结构风扇散热器组件进行优化,曲线型散热器优化结果比初步设计方案的性能提高了7%.      

前飞状态涵道尾桨气动特性CFD分析

本文利用CFD商业软件Fluent为平台,以动量源代替桨叶对流场的作用,通过编写UDF程序把动量源加入到N-S方程中。动量源方法的基本思想是利用作用力与反作用的规律,由于代表桨叶的薄圆柱体里的任一网格处动量源的表达式只与桨叶的几何参数与该网格的瞬时速度有关,从而建立了一套适合于悬停和前飞状态的能够实现尾桨和涵道相互耦合作用的CFD数值模拟方法。本文将在前面悬停流场模拟的基础上,进一步对前飞状态涵道尾桨系统的气动特性进行分析。