基于弹簧系统网格变形方法的旋翼气弹耦合分析

在旋翼气动弹性耦合（CFD/CSD）分析中引入弹簧系统网格变形方法,建立了一套适合于旋翼气动载荷分析的CFD/CSD耦合方法。为了解决CFD/CSD耦合中关键的网格变形问题,旋翼桨叶贴体网格变形采用基于“ball-vertex” 弹簧系统的动态网格方法,通过添加冗余约束,避免了畸形网格单元的产生。旋翼流场计算采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD模块,对基于运动嵌套网格 的空间流场进行求解,湍流模型采用B-L模型。结构分析采用基于中等变形梁理论的CSD模块,基于Hamilton变分原理建立旋翼桨叶动力学方程。首先对振荡NACA0012翼型的流场进行了求解,验证了网格变形模块和CFD模块的有效性,然后采用UH-60A直升机旋翼作为算例对结构动力学模块进行数值验证。在此基础上,计算了UH-60A直升机旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动载荷,并与飞行测试数据进行了对比。计算结果表明,文中的弹簧系统网格变形方 法可以有效地用于旋翼CFD/CSD耦合计算分析,提高了旋翼气弹载荷的预测精度。     

基于CFD/CSD/CAA耦合的声气动弹性仿真技术在壁板颤振中的应用

提出了一种基于计算空气动力学/计算结构动力学/计算气动声学（CFD/CSD/CAA）耦合的声气动弹性时域仿真方法。空气动力学和气动声学分别采用大涡模拟和Lighthill声比拟理论进行计算。采用D’Alembert原理和有限元方法建立了二维简支壁板在超声速流作用下的非线性动力学方程,并在时域内进行求解。其中几何非线性采用Von Karman大变形理论描述。以二维弹性壁板作为研究对象,研究了超音速流场中噪声、气动力、和壁板之间的相互作用所产生的非线性颤振现象。     

星/箭耦合动态响应分析新方法研究

介绍了采用约束边界模态展开表达式进行星/箭耦合响应分析的方法,导出缩聚在星/箭连接界面处的全箭动力学方程.应用这种方法通过解析推导可以将整个星/箭耦合结构多自由度方程减缩为仅含星/箭连接界面处自由度的方程,形成星/箭耦合响应分析新方法,内部自由度的影响化为固定界面模态有效质量的贡献,它们的贡献累加于界面自由度之上,使动...     

基于CFD/CSD的大展弦比机翼气动弹性研究

考虑气动力非定常效应和惯性载荷作用对机翼气动弹性行为的影响,采用基于Euler方程和有限元的CFD/CSD耦合方法分析了大展弦比机翼的气动弹性时域响应,实现静、动气动弹性一体化计算.计算结果显示在相同马赫数下,机翼静变形随着飞行动压增大而增大;但是随着飞行高度的增加,机翼在进入稳态之前振荡越剧烈,响应超调越大,升力损失...     

基于气动(气动噪声)/结构耦合仿真研究

声振综合力学环境是航空航天飞行器的重要环境之一。航天飞机或运载火箭、飞船在起飞段产生强噪声环境,这种强噪声会激发局部结构振动,损伤飞行硬件,所以飞行器强噪声环境和随机结构振动预示受到了各航空航天大国的重视。综述了国内外综合力学环境研究现状,提出了气动(气动噪声)/结构耦合思想,即基于物理声学、结构动力学以及空气动力学的三场耦合,对飞行器综合力学环境进行预示。分析了气动(气动噪声)/结构耦合综合力学环境仿真的关键技术,提出的仿真基本思路是在已有气动弹性研究的基础上引入噪声载荷,建立三场耦合平台。以舱段为研究对象,进行了气动/结构/声学(CFD/CSD/CAA)耦合建模及仿真,获得舱段时域结构响应,验证了方法的可行性。研究目的是拟开发空间飞行器结构/热/气动/气动噪声多力学耦合分析的仿真环境分析软件。为研究用于高超声速飞行器复杂力学环境预示积累理论基础。     

能量有限元方法研究进展及其非平面波情况下的改进

能量有限元方法（EFEA）是一种改进的能量类方法,主要用于求解结构中高频的振动响应,可以解决传统能量类方法（如统计能量分析）无法兼顾结构局部质量、刚度、阻尼以及载荷等参数的空间分布,无法得到结构局部响应的问题。相对于有限元方法（FEA）,EFEA在中高频响应预示上一般具有更好的计算性能。考虑到EFEA在中高频以及声振耦合分析方面具有的潜在应用价值,本文从EFEA的基本假设、结果可靠性以及改进方法等方面系统介绍了EFEA方法及其研究进展,使用四边简支单板和耦合板对点载荷作用下的单板进行了参数研究,与FEA的结果对比表明,对于受到单点激励的板,通过直接场和混响场能量叠加的方法可以改善EFEA的结果。     

一种充分局部化的子结构并行分析方法

机群系统是一种低成本的松散耦合型分布式并行平台,它要求并行算法设计时遵循"分而治之"的原则,尽量降低节点任务之间的相关性。本文在FETI方法和A-FETI方法的基础上,直接从力学概念出发,提出了一种充分局部化的FETI方法。该方法在进行子域界面处理时引入三重变量:界面节点位移、界面节点力、分区框架上耦合节点位移,由此得到一组近似解耦的界面方程,使得各个子域的计算相对于经典的FETI算法更加独立。对得到的界面方程采用预处理共轭投影梯度法(PCPG)并行求解,所采用的预处理算子为局部化的集中型Dirichlet算子。分别在自建的两套4节点PC机群上进行了两组算例的验算,结果表明,本文方法具有很好的计算精度和收敛速度。并行加速比达到3.76。     

热环境下复杂边界环形板振动特性建模及分析（英文）

提出一种统一的方法来预测环形板在稳态热环境下的自由振动行为。基于谱几何法（Spectral geometry method, SGM）,采用改进的傅里叶级数展开环形板的位移。基于一阶剪切变形理论（First-order shear deformation theory, FSDT）得到了环形板的势能和最大动能。采用三组线性弹簧和一组旋转弹簧模拟环形板的任意边界,使用周向耦合弹簧以保证回转角为360°的圆环板周向边界的连续性,结合瑞利-里兹法构建环形板的理论模型,求解环形板的振动特性,通过与有限元（Finite element method, FEM）计算结果的对比,验证了该方法的准确性。本文采用无网格法,与目前主流的方法（如有限元法）相比,其计算效率更高。本文还研究了环形板的模态数值解和边界条件、内外半径比之间的关系。本文为环形板在工程实践中的应用提供了参考。     

基于FEM-SPH自适应耦合方法的蓝宝石DOP性能研究

为了提高弹丸侵彻类高速冲击仿真的精确度，本文利用有限元法（Finite element method, FEM）-光滑粒子流法（Smooth particle hydrodynamics, SPH）自适应耦合模型对蓝宝石侵彻深度（Depth of penetration,DOP）实验过程开展了数值模拟研究。通过DOP实验，验证了该算法下仿真模型的准确性，并对比了传统FEM算法和FEM-SPH固定耦合算法仿真模型的计算结果。研究表明，FEM-SPH自适应耦合算法在计算精度上有明显优势。     

基于CFD/CSD耦合技术的复合材料机翼操纵效率分析

以某无人机大展弦比复合材料机翼为背景,依据计算流体力学(CFD)与计算结构力学(CSD)的弱耦合方法开展副翼操纵效率影响因素研究,其中对带有间隙的流场进行多块处理分割出不同的流场以提高网格质量和实现快速建模。主要研究了不同的副翼偏转角、飞行马赫数和迎角对副翼操纵效率的影响,并分析了不同飞行状态下机翼升力、机翼结构弹性变形与副翼操纵之间的关系。结果表明:副翼操纵效率的改变与机翼结构变形有关,增加机翼的扭转刚度可以减小操纵效率随着飞行状态加剧而下降的幅度。     

基于Volterra级数的非定常气动力降阶模型

为了满足气动伺服弹性分析与综合的需要,优化了一种基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型。通过CFD技术计算出的广义非定常气动力阶跃响应辨识出Volterra核,应用特征系统实现算法建立非定常气动力的状态空间模型,并将该模型应用于气动弹性计算。用气动弹性标准模型AGARD 445.6机翼对该降阶模型做了验证,结果表明这种方法可以快速准确地求解气动弹性问题。     

直升机旋翼计算流体力学的研究进展

依据直升机旋翼计算流体力学(CFD)的发展，分别介绍了小扰动位势方程、全位势方程、Euler方程和Navier—Stokes方程在旋翼流场计算中的研究现状和发展趋势，着重从方程离散、数值算法、网格生成、计算时间和计算精度等方面分析了不同旋翼CFD方法的特点，指出了旋翼的尾迹在旋翼流场计算中的重要性，并针对位势方程和Euler／N—S方程分别讨论了求解的边界条件。最后，对旋翼CFD的发展提出了几点展望。     

Aero-thermo-elastic Numerical Calculation and Analysis of Spinning Rocket

The application of computational fluid dynamics/computational solid method （CFD/CSM） on solving the aero-thermo-elastic problem of spinning rocket is introduced. Firstly, the aerodynamic coefficients of a rocket are calculated, and the results are compared with the available experimental data, which verified the accuracy of the CFD output. Then, analysis is carried using ANSYS Workbench multi-physics coupling platform, which includes fluid, thermal, and structural solvers. The results show that spinning causes a significant effect on the de formations and stresses. Furthermore, thermal stresses due to high temperature at the rocket warhead and tail edges have a dominated effect, even more than those produced by aerodynamic forces. Consequently, this important outcome should be taken into consideration during the rocket design stages.     

直升机新型旋翼翼型气动特性与布局分析

利用结构网格计算流体力学(Computational fluid dynamics ,CFD)的翼型气动特性分析方法开展旋翼翼型气动特性计算。通过RAE282,NACA0012,OA212,OA207等翼型压力分布、升力和阻力等特性计算结果与试验结果的对比分析,验证了计算方法的准确性,并进一步完成了HF系列旋翼翼型的气动特性计算。基于翼型的气动特性,采用时间步进自由尾迹的旋翼气动性能分析方法开展旋翼桨叶翼型的气动布局优化设计,对悬停和前飞条件下的旋翼开展计算分析,得到两种条件下的旋翼气动特性。而后通过本文建立的优化方法开展旋翼翼型布局优化设计。     

Lattice Boltzmann Flux Solver： An Efficient Approach for Numerical Simulation of Fluid Flows

A lattice Boltzmann flux solver （LBFS） is presented for simulation of fluid flows. Like the conventional computational fluid dynamics （CFD） solvers, the new solver also applies the finite volume method to discretize the governing differential equations, but the numerical flux at the cell interface is not evaluated by the smooth function approximation or Riemann solvers. Instead, it is evaluated from local solution of lattice Boltzmann equation （LBE） at cell interface. Two versions of LBFS are presented in this paper. One is to locally apply one-dimensional compressible lattice Boltzmann （LB） model along the normal direction to the cell interface for simulation of compressible inviscid flows with shock waves. The other is to locally apply multi-dimensional LB model at cell interface for simulation of incompressible viscous and inviscid flows. The present solver removes the drawbacks of conventional lattice Boltzmann method （LBM） such as limitation to uniform mesh, tie-up of mesh spacing and time interval, limitation to viscous flows. Numerical examples show that the present solver can be well applied to simulate fluid flows with non-uniform mesh and curved boundary.     

航天器推进剂晃动与控制系统之间耦合效应的混合型估算方法(英文)

基于等效力学模型理论与计算流体力学技术,提出了一种用于估算航天器中推进剂晃动的力学影响的方法.以计算流体力学技术为依托,建立了晃动的等效力学模型并将其整合为晃动模块,以便在航天器导航控制回路的仿真分析中应用.该模块体现了航天器运动特征参数与推进剂晃动动力响应之间的映射关系,使其在用于分析晃动与控制系统之间的耦合效应时,比直接应用计算流体力学分析软件更为方便.该方法的正确性与优势通过检验算例得到了验证.通过在实例中应用,证明了该方法可方便地用于确定晃动的影响和检验数种防晃设计的有效性.     

基于自适应非结构嵌套网格的旋翼流场模拟

针对直升机旋翼CFD仿真的复杂性,提出了改进的适合于格心格式求解器的非结构嵌套网格算法。采用自适应网格技术在旋翼流场仿真的整个过程中进行网格的自适应加密和疏化操作,以更好地捕捉桨尖涡等流动细节。对于频繁的自适应过程中产生的大量重复点和无用点,采用了高效的交替数字树算法(Alternating digital tree,ADT)和标记-删除-移动算法(Mark,delete,move,MDM)进行删除,节约了不必要的存储。针对格心格式的求解器,采用了基于梯度的网格间插值方式,简化了网格间数值传递的复杂性,同时不降低求解器的精度。对CaradonnaTung旋翼悬停算例和HLISHAPE 7A旋翼悬停算例进行了模拟验证,计算值与实验值吻合,表明本文建立的方法具有良好的鲁棒性和有效性。最后,与未采用自适应时求解器对桨尖涡的捕捉效果进行了对比,结果表明本文所采用的方法可以明显地提高求解器对桨尖涡的捕捉。     

CFD问题显式有限差分方法的并行化

基于ＭＩＭＤ并行计算机模型，本文讨论了ＣＦＤ问题应用显式有限差分方法的并行化问题。利用区域分解法将计算问题分解为多个子问题，每个子问题由不同的处理器分别处理。针对ＳＣＢ计算格式的特点，尽量降低各处理器间的数据通讯，提高了并行计算效率。最后给出二维Ｅｕｌｅｒ方程组计算实例，计算结果令人满意，且算法有较好的可扩放性。