一种新的界面映射推进方法及其在气动弹性力学中的应用

非线性气动弹性研究中,涉及到非线性的流体动力学(CFD)和非线性的结构动力学(CSD )耦合问题,在耦合界面上不仅要进行两场之间信息的传递,而且要有匹配的时间推进格式 。针对计算流体动力学（CFD）和计算结构动力学（CSD）的耦合计算方法,基于边界能 量守恒,发展了一种新的界面处理方法,包括：① 界面映射方法,该方法基于耦合边界上 局部的网格信息,将两场之间载荷信息和位移信息的转换放在同一个映射矩阵中来处理,克 服了占用大量CPU时间和内存的需求;② 界面推进方法,该法基于松耦合计算流程,通过引 入半步交错推进,达到了二阶时间精度,提高了计算精度和效率。最后将该界面处理方法应 用于柔性大展弦比机翼的气动弹性计算和AGARD445.6机翼的动响应分析中。结果表明该方法 能够高效、高精度地处理不同物理场之间的数据交换和时间推进,并具有处理复杂几何体非 线性气动弹性问题的能力。     

前缘钝度对高速翼型颤振边界的影响

高速飞行器控制面前缘不同的钝度对其气动特性具有影响,同时也影响了其气动弹性特性。采用了CFD/CSD耦合计算方法,研究3种不同钝度的前缘对2维翼型在Mach数为5时的颤振边界的影响。计算结果显示,随着翼型的钝度增加,颤振边界不断提高,即前缘钝度增加了气动弹性稳定性。     

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。     

载人航天器舱内流场与温度场松耦合计算方法研究

快速有效的舱内热环境预测分析方法及工具在载人航天器的设计中具有重要的研究地位,而预测方法的合理性、准确性及其计算速度是此类问题研究中的重点和难点。文章围绕计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)数值计算方法阐述了载人航天器中导热与对流换热的耦合求解问题,分析了不同的求解原理和特点。为了缓解计算速度的问题,基于航天器舱内热环境CFD数值预测方法提出了一种全新的"流场/温度场松耦合"计算方法。对比分析了此方法中温度场在不同时间步长下的计算结果,对计算步长的选取给出了合理的判定准则,同时还分析了不同时刻下设备表面对流换热系数和温度场的计算结果,结果表明文章提出的"流场/温度场松耦合"计算方法在大幅提高计算速度的同时还能在一定范围内保证计算精度,具有一定的工程应用前景和价值。     

基于流固耦合的部分进气涡轮数值模拟研究

发展了三维线性插值算法用于CSD/CFD耦合计算数据交换,对某型液体火箭发动机部分进气涡轮进行了气/热/固多学科耦合数值仿真。结果表明,发展的三维线性插值程序对网格类型限制性小,计算简单,计算量小,插值结果能够满足耦合计算要求。仿真结果表明,某型火箭发动机涡轮由于其部分进气结构设计和叶轮高速旋转,设计工况下在涡轮转子入口处产生了较强的激波,激波与边界层干涉不仅使涡轮转子叶片的载荷分布出现了强烈的不均匀性,同时在叶轮的高速旋转下,该涡轮转子受到强烈的气动、热交变力冲击,其结构强度问题变得尤为突出。耦合计算分析认为设计工况下,该型涡轮结构设计,转子强度能够满足要求。     

基于Volterra级数降阶模型的气动弹性分析

采用Volterra级数进行非定常气动力辨识,建立了基于状态空间的非定常气动力降阶 模型,耦合结构方程,建立了降阶的气动弹性系统和气动伺服弹性系统,开展了颤振分析和 颤振主动抑制的初步研究,计算效率提高了2～3个数量级。通过气动弹性标模AGARD445.6和 气动伺服弹性标模BACT算例验证,证明降阶方法正确,可以提供高效、高精度的气动弹性 分析。
     

基于基元反应的总包机理建模及算法优化

以煤油/氧的化学动力学体系为例,介绍了基于基元反应的总包机理建模、反应速率计算等国际先进方法,归纳了针对化学动力学过程由建模到求解的一套完整流程。首先选用正十二烷作为煤油的替代燃料,通过直接关系图法(DRG)结合计算奇异值摄动法(CSP)的机理简化方法将正十二烷203组分、738步的详细反应机理化简为了32组分、36步的总包反应机理。为了计算总包反应速率,采用线性准稳态假设(LQSSA)计算准稳态组分浓度,解耦了准稳态组分间的非线性耦合,在保证计算精度的同时提高算法稳定性和效率。最终,通过VODE刚性积分求解器求解化学动力学方程组,并形成了一套可与CFD主程序耦合使用的化学动力学计算子程序。     

大膨胀比火箭发动机喷管流动分离与气动弹性分析

以某大膨胀比的最大推力喷管为分析对象,研究其在分离状态下的气动响应性能.利用有限体积二阶迎风插值格式及SA湍流模型,结合二层增强型壁面函数,分析喷管内部的流动状态,详细讨论了该喷管流动中出现气流分离模态由自由激波(FSS)到受限激波(RSS)的变化情况.采用弱耦合CFD/CSD分析的方法,计算分离状态下喷管壁面瞬态的气...     

基于全隐式紧耦合算法的气动弹性数值仿真

为进行气动弹性问题的计算,提出了一种全隐式紧耦合算法,在子迭代过程中分别采用LU\|SGS隐格式和隐式线性多步法交替求解气动和结构方程,以获得物理时间域的高精度解。一种径向基函数和超限插值结合的方法被用来进行气动网格的快速变形。运用该算法,进行了Isogai wing和AGARD 445.6 wing的颤振分析,颤振边界的计算结果与文献值和实验值较符合,表明该全隐式紧耦合算法能够有效地计算气动弹性问题。
     

一种基于当地流活塞理论的超音速导弹气动伺服弹性分析方法

运用当地流活塞理论计算导弹的非定常气动力，在状态空间内实现了气动弹性系统与控制系统的耦合，并进行了时域分析。对某典型导弹的气动伺服弹性问题算例，计算了不同马赫数、不同迎角以及不同的传感器安装位置对导弹气动伺服弹性特性的影响，同时考察了控制系统的引入对不同刚度弹体气动伺服弹性特性的影响。算例结果与理论分析相吻合，表明该方法能简便的对全机、全弹复杂外形的气动伺服弹性正问题进行高效准确的分析，在较大范围的马赫数和迎角内都能得到可靠的结果。