尾缘锯齿结构的降噪物理机制实验

对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.      

基于放大因子与Spalart-Allmaras湍流模型的转捩预测

为了验证放大因子输运方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型耦合对转捩现象的模拟精度,选取Schubauer and Klebanoff(S-K)平板、S809低速翼型、30p30n多段翼型以及复杂的三维HiLiftPW-1构型进行自由转捩计算,并将计算结果与实验进行比较分析,其中针对S809算例,还与Langtry-Menter(L-M)转捩模型进行了比较.算例结果表明:放大因子输运方程与S-A湍流模型的耦合能够较好的捕捉转捩位置以及转捩发展过程,对分离泡诱导的转捩的模拟相比L-M转捩模型更精确,转捩位置的捕捉精度提升了10%;对比实验,多段翼转捩位置的捕捉误差最大为6.5%;针对三维高升力增升构型,以实验作为参考,全湍流计算与考虑边界层转捩的对比显示考虑边界层转捩能够更加精确的模拟气动力系数,升力和表面摩擦阻力系数的模拟精度精度提升1%.      

基于涡方法生成大涡模拟进口条件的数值计算

探索改进涡方法来生成大涡模拟的非定常进口条件.改进方法中,为了避免局部漩涡数量过多或者过少,采用密度分布方式放置漩涡场.并用Langevin方程控制漩涡运动,模拟实验方法中的蜂窝器,使改进后的涡方法生成的脉动速度场更加符合湍流的特征.在已知雷诺平均的流场结果下,利用涡方法产生漩涡场,进而生成能满足大涡模拟所需要的非定常进口流场.为了检验改进后的涡方法在生成脉动速度过程中的效果,在槽道中进行了对比数值试验,并借助于直接数值模拟数据做对比,对比分析槽道进出口的平均速度、涡量以及雷诺应力统计,证明改进后的涡方法在生成大涡模拟进口条件下是非常有效的.      

圆柱尾流中眼镜蛇探针与热线的性能对比

在雷诺数为7200的圆柱尾流中对眼镜蛇探针与热线的测量结果进行了详细对比,主要包括:时均速度、雷诺应力、概率密度函数、自相关函数和能谱等。从对比结果可以发现眼镜蛇探针数据的拒绝率随湍流度增大而增大,但在本实验中其对时均测量结果无明显影响。尽管眼镜蛇探针数据有效率在95%以上,但相对于热线其明显高估了雷诺应力。尤其是主雷诺剪切应力u*v*,眼镜蛇探针与热线测量结果的差异要显著大于两者在雷诺正应力上的测量差异。由于无法反映高频随机脉动的影响,眼镜蛇探针所测信号自相关系数的周期性明显强于热线。眼镜蛇探针对速度u和v的响应存在区别,使得两者能谱在惯性子区内有显著差异,不能像热线一样反映出惯性子区内小尺度湍流的各向同性。     

民用飞机弹性结构水上迫降试验载荷研究

刚体模型和弹性体模型的载荷传递方式不同,为了研究刚体模型和弹性结构模型对飞机水上迫降载荷的影响,根据动力相似性原理设计制造了刚体模型,并根据强度相似性原理设计制造了弹性结构部件,通过气囊加载试验系统验证了弹性结构部件满足强度相似设计要求。通过水上迫降模型试验测得加速度-时间历程曲线,使用傅里叶变换处理试验数据得到加速度峰值。根据刚体模型的试验数据分析,飞机以初始俯仰角12°、襟翼为着陆构型、较小的下沉速度和中重心状态入水时,飞机在水上迫降过程中受到的载荷较小。研究表明：带弹性结构模型和刚体模型所得到的飞机载荷有明显的不同,带弹性结构模型得到的垂向加速度峰值明显低于刚体模型。这种现象主要是由于机体着水底部弹性结构变形吸收了大量的能量。     

复合材料单搭接胶接接头试验研究与数值模拟

针对不同搭接长度和不同被胶接件厚度的T300/QY8911层合板单搭接胶接接头进行了试验研究和数值模拟.建立了不同试验参数下的三维有限元模型,基于Hashin准则和连续介质损伤力学(CDM,Continuum Damage Mechanics)预测层合板面内损伤的起始和演化,应用黏聚区模型(CZM,Cohesive Zone Model)模拟层合板的分层损伤及胶层的失效.系统地研究了接头在不同参数下的失效模式、破坏形貌和极限载荷等的变化,模拟结果与试验吻合良好,验证了有限元分析模型的有效性.通过对接头的破坏形貌和应力分布进一步分析发现,胶接连接的失效模式和极限载荷均与胶接长度和被胶接件厚度有关;模拟接头胶接区在不同加载时刻的应力分布变化,反映了胶接连接在拉伸载荷下的破坏起始和演化过程.     

槽道壁湍流的展向振荡电磁力减阻控制的PIV研究

壁湍流主要表现为条带和流向涡为主要特征的拟序结构和间歇性的湍流猝发事件,这些都会导致壁面阻力的增加,因此,为了实现减阻.需控制或消除壁面附近的流向涡进而抑制湍流的猝发.在该研究中,利用展向振荡电磁力对槽道湍流的近壁流向涡进行控制,以达到减阻的目的;并利用PIV测试系统对其进行了实验研究,讨论了这种电磁力的减阻效果及其减阻机理.结果表明:展向振荡电磁力具有减小壁面阻力的功能,其减阻机理为展向振荡的电磁力可以使条带倾斜,在流场中产生附加的负展向涡,导致近壁区域平均流向速度梯度的减小,因此,壁面阻力减小.     

基于S型测试工作量函数的软件可靠性增长模型

软件测试工作量随时间的变化情况对于软件可靠性增长曲线的形状具有显著影响,因此将测试工作量函数(TEF,Testing Effort Function)引入软件可靠性增长模型(SRGM,Software Reliability Growth Model)中以提高软件可靠性评估性能.分析了软件结构特征及学习因素对实际测试过程的综合影响,研究增长速率为先增后减的S型增长趋势的TEF,提出两种S型TEF,即延迟S型TEF与变形S型TEF,并提出考虑延迟S型TEF的SRGM(DSTEF-SRGM)以及变形S型TEF的SRGM(ISTEF-SRGM).在两组真实失效数据集上,进行了这两种SRGM与经典SRGM及其它考虑TEF的SRGM的对比研究.结果表明,ISTEF-SRGM的模型拟合效果最优,同时验证了该模型具有优越的软件可靠性评估性能及模型适应性.      

超声速复杂流动中湍流模型的性能评估

对8°,16°,20°,24°超声速二维压缩拐角进行了数值模拟,系统评估了SA(Spalart-Allmaras), k-ω, SST(Shear Stress Transport)3种工程常用湍流模型对激波/边界层干扰复杂流动的模拟适用能力.对于"弱"干扰、小分离,工程常用湍流模型能够较准确地预测其压力、摩擦力、热流分布,而对于"强"干扰、大分离则会造成较大的偏差.同时,随着分离区的增大,各湍流模型的适用性能差别更加明显,数值方法也有一定的影响.      

高超声速飞行器后体/尾喷管优化设计

结合试验设计方法、替代模型技术和遗传算法构建一套改进的优化方法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计.在构建优化方法时,针对替代模型采用渐近全局策略提高精度;针对遗传算法,采用实数编码、多目标定级排序和改进小生境技术.在后体/尾喷管的一体化设计应用中,结合高精度的计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)求解,以两个设计点的推力和升力为目标,以力矩为约束,得到优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果在综合性能方面有很大提升.该优化方法可进一步推广应用于更复杂的优化设计当中.