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1.
李志华  李广  沈汉武  樊志华 《航空学报》2021,42(6):224455-224455
量化状态系统(QSS)算法是一种基于状态变量离散化的数值积分方法,该方法与基于时间离散的传统方法显著不同,QSS通过计算状态变量每次跃迁所需的时间来推进下一步的积分。在求解非刚性常微分方程时,QSS算法比传统算法更具优势,但它不适合求解刚性问题。为此提出一种基于QSS的自适应多步校正算法(AMCQSS),该算法以QSS为基础、结合隐式多步法思想,在计算过程中可以自适应选择二步法或三步法,以有效提高求解刚性问题的精度和效率。通过对柔性航天器动力学的仿真求解,验证了算法的可行性。将该算法与ODE23tb、ODE15s、ODE45以及QSS等算法进行对比,结果表明AMCQSS算法既能保证求解的效率及精度,又具有较好的收敛性和稳定性。  相似文献   
2.
陈崇沛  梁剑寒  关清帝  高天运 《航空学报》2021,42(z1):726364-726364
一维湍流(ODT)方法是一种能在一维计算域上遵循湍流基本物理规律的湍流建模方法。通过结合确定性和随机性求解方法,能够在一维计算域上准确捕捉到湍流统计规律,且降维建模可显著减小计算量。ODT方法主要被广泛用于不可压湍流和湍流燃烧研究,若要将其拓展用于模拟高速可压缩湍流,需对建模方法进行深度改进。相比于不可压ODT方法,本文基于欧拉参考框架,针对可压缩湍流的特性,将因变量由原始变量改为有利于减小可压缩湍流模拟误差的守恒通量,并加入了组分求解模块。对确定性和随机性求解模块均进行了相应的深度改进,开发出具有标量混合模拟功能的守恒型可压缩ODT方法。在确定性模块中改为求解以守恒通量为变量的一维截断控制方程,在随机性模块中构造一维涡时,将三联映射的作用对象也相应地由原始变量改为守恒通量,并选用了可保证变密度情况下动量守恒的双核变换。通过模拟空间发展超声速平面湍流混合层并将自相似阶段结果与实验结果比对,验证该方法对可压缩剪切湍流场中标量混合的捕捉精度。守恒型可压缩ODT方法模拟得到的速度场和组分场的平均剖面和脉动强度分布与实验结果准确吻合,精度明显优于传统的耦合梯度扩散亚格子模型的大涡模拟方法(LES-GRAD.DIFF.)以及耦合线性涡(LEM)亚格子模型的大涡模拟方法(LES-LEM),且该方法的降维处理使其在降低计算成本方面具有显著优势。  相似文献   
3.
范月华  段毅  周乃桢  杨攀 《航空学报》2021,42(9):625737-625737
飞行器在高空高速飞行时黏性效应显著,摩阻预示精度对飞行器的关键气动性能意义重大。目前,摩阻预示主要依赖数值计算,但高马赫数层流摩擦阻力计算与试验测量结果仍存在差距。以具有高速飞行器典型部件特征的球锥、三角翼为对象,结合风洞试验摩阻测量结果,使用国家数值风洞(NNW)数值计算软件和自研CFD程序研究了数值计算中影响摩阻计算精度的格式数值耗散及壁面温度边界条件等重要因素。研究结果表明:数值耗散越小,表面摩阻的计算精度越高;在速度较低的边界层近壁区内关闭熵修正,将有助于提高表面摩阻的预示精度。此外,在高马赫数流动问题的数值模拟中,壁面温度条件对表面摩阻计算同样具有重要影响。最后,基于分析结果和工程需要提出了对高精度摩阻数值预示的研究需求。  相似文献   
4.
吴越  刘龙  刘腾 《推进技术》2021,42(11):2522-2530
为了解决大缸径船用预混天然气双燃料发动机的爆震问题,并拓展天然气的稀燃边界。基于三维数值模拟的方法对大缸径船机进行了仿真模拟。分析了大缸径双燃料发动机爆震的特点,并对缸内涡流强度和废气再循环(EGR,Exhaust Gas Re-circulation)率对爆震的影响进行了研究。研究结果表明:大缸径预混天然气发动机的爆震位置往往发生在气缸边缘,火焰面的传播过程是引起缸内爆震的主要因素。随着缸内涡流从无到有的增强,缸内的爆震强度随之增强;当涡流到达一定程度后,随着涡流的增强,缸内的爆震强度反而降低;缸内加入EGR可以提高天然气当量比的同时减少爆震的强度,可以拓展天然气的稀燃边界。  相似文献   
5.
覃建秀  张会强 《航空动力学报》2020,35(11):2449-2455
为确定工程中冷态条件下获得的推力室声学特性能否表征真实条件下的声学特性,研究了冷态无流动、热态气相流动和湍流两相燃烧三种状态下推力室声学振型及其阻尼特性。在推力室稳态流场中的有限区域施加数值定容弹,激发其具有多模态声学振型的大幅值压力振荡,采用衰减时间和半带宽来定量评价所激发的不同声学振型压力振荡衰减快慢,进而获得其阻尼特性。在相同过载比的数值定容弹激励下,在冷态条件下能激发包含更多声学振型压力振荡,且该振荡衰减时间更长,相同振型压力振荡衰减比热态条件下慢。在冷态条件下,一阶切向振型振幅最大,为最容易被激发声学振型;一阶纵向振型半带宽最小,为最难衰减的振型。在热态条件下,一阶纵向振型为最容易激发声学振型,也为最难衰减声学振型。从所激发的主要振型及其相对衰减的快慢来看,冷态条件下获得的声学特性能够表征真实条件下的推力室的声学特征。  相似文献   
6.
多梁复合结构广泛用于工程领域,其动力学特性对相关装备的工作状况有着重要影响,建立准确适用的动力学模型对后续的动力学响应参数影响规律研究有决定性作用。针对工程中常见的多梁复合结构,给出了位移场的一般表达式,利用哈密顿原理得出多梁复合结构的运动控制方程和边界条件,对其全局解析振型进行理论计算,给出了计算多梁复合结构数值振型的一般过程,基于数值分析和实验分析以L型梁和Z型梁为例利用频率相对误差、振型定性比较和MAC定量分析说明了全局解析振型的求解验证方法,利用伽辽金方法和全局解析振型给出了截断原系统得到离散系统运动方程的一般形式。提出的多梁复合结构的建模方法和全局解析振型求解验证方法,对工程中此类结构动力学响应的参数影响规律研究有重要意义。  相似文献   
7.
童福林  周桂宇  孙东  李新亮 《航空学报》2020,41(9):123731-123731
采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,30°激波角的入射激波与膨胀角湍流边界层干扰问题进行了数值研究。入射激波在壁面上的名义入射点固定在膨胀角角点,膨胀角角度分别取为0°、2°、5°和10°。通过改变膨胀角角度,考察了膨胀效应对干扰区内复杂流动现象的影响规律和作用机制,如分离泡、物面压力脉动特性、膨胀区湍流边界层和物面剪切应力脉动场等。研究发现,膨胀角角度的增大使得分离区流向长度和法向高度急剧降低,尤其是在强膨胀效应下分离泡形态呈现整体往下游偏移的双峰结构。物面压力脉动功率谱结果表明,膨胀角为2°和5°时,分离激波的非定常运动仍表征为大尺度低频振荡,而膨胀角为10°,强膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡,加速了下游再附边界层物面压力脉动的恢复过程。膨胀区湍流边界层雷诺剪切应力各象限事件贡献和出现概率呈现逐步恢复到上游湍流边界层的趋势,Görtler-like流向涡结构展向和法向尺度变化剧烈,同时在近壁区将诱导生成大量小尺度流向涡。此外,物面剪切应力脉动场的本征正交分解分析指出,膨胀效应的影响体现在低阶模态能量的急剧降低从而使得高阶模态的总体贡献相对升高。  相似文献   
8.
针对某ZL205A合金舱体铸件壁薄难充型、壁厚差异大、易产生裂纹等特点,设计了低压底注式浇注工艺。采用立筒缝隙式浇注系统分配充型过程中合金的流量,局部厚大部位放置成形冷铁加快该部位的冷却速度,以控制铸造缺陷的产生。利用ProCast数值仿真软件对工艺进行仿真计算,成功预测了缺陷的产生位置,对工艺方案进行优化,包括倒角过渡、改变型砂使用等,并在优化方案的基础上浇注了舱体铸件,铸件质量良好,没有缩松、缩孔、裂纹等缺陷,符合相关技术要求。  相似文献   
9.
超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟   总被引:2,自引:2,他引:0  
童福林  孙东  袁先旭  李新亮 《航空学报》2020,41(3):123328-123328
为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。  相似文献   
10.
膜盒式端面密封在低温液体火箭发动机涡轮泵中有着广泛的应用,作为直接影响密封工作稳定性及涡轮泵工作可靠性的重要参数,端面比压、膜盒平衡直径等如何选取一直是密封设计的重要工作。以某型低温液体火箭发动机涡轮泵的膜盒式端面密封为研究对象,研究压缩量、工作压力对膜盒应力分布、平衡直径、载荷系数和端面比压的影响。应用有限元法建立了膜盒应力分析模型,得到了不同压缩量和充压压力下膜盒的应力分布和端面压紧力,分析膜盒平衡直径随压力增大而显著下降的机理。结合理论分析,开展比压测量装置设计和测量,验证数值仿真得出的规律,并发现现有产品的实际平衡直径比理论计算要小。最后基于仿真和测试结果对现有端面密封方案进行改进,通过台架运转试验验证仿真、测量以及改进方案的准确性,为低温液体火箭发动机涡轮泵用密封端面比压的选取提供了更为合理可行的方法。  相似文献   
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