三维非结构贴体直角网格的N-S方程数值模拟

基于八叉树数据结构,采用直接分层光顺的方法,解决了非结构直角网格在物面不正交贴体的难点,发展了任意复杂外形的三维非结构贴体直角网格,并且可以根据流场特征进行自适应处理。在此基础上采用最小二乘法对N-S方程进行了MUSCL有限体积法的非结构网格的粘性求解,提出了带约束边界条件的最小二乘法的处理办法。计算表明,三维非结构贴体直角网格的粘性求解,可以适应各种高超声速的复杂外形,计算结果与试验吻合较好。     

旋翼流动的块结构化网格自适应方法

从旋翼的旋转运动和旋涡环绕流场特点出发,探讨了流场计算中的双网格建模方法,即采用结构化贴体网格随桨叶一起运动,采用背景网格的自适应加密模拟旋涡的空间演化。发展了块结构化的背景笛卡尔网格生成方法,网格以块为单位进行加密或稀疏变化,所有网格块的网格维数相同,采用八叉树数据结构和空间填充Z曲线进行管理,满足自适应加密和并行分区的需求。采用该方法对UH-60A旋翼进行了网格建模,在以桨叶贴体网格为输入的前提下自动生成了初始笛卡尔背景网格,同时针对旋翼的悬停和前飞状态流场,分别采用Landgrebe和Beddoes尾迹模型为网格加密提供线索。在此基础上对空间背景网格进行了自适应加密,最大允许网格加密层次为9层,桨尖涡目标区域的网格尺度为0.01倍弦长。结果表明,当前笛卡尔自适应网格方法足够灵活,能够根据桨尖涡位置变化进行网格加密或稀疏操作,自适应网格加密受最大加密层次、目标加密区域的大小和目标区域的网格间距等因素决定。本文的自适应方法具有网格调整效率高的特点,在提高非定常桨尖涡模拟精度方面有一定的应用前景。     

分层嵌套重叠网格自适应树结构动态组装方法

采用重叠网格可以有效地进行复杂流动的大规模数值模拟,特别是包含运动部件(如旋翼、投弹)的动态模拟。本文将树结构的自适应直角网格用于重叠网格组装过程中的切割和贡献单元的搜索,大大加快重叠网格的组装速度。通过二叉树自适应直角网格对物体外形进行离散,实现切割过程的快速定位;采用八叉树自适应直角网格对流场区域进行离散,高效地搜索贡献单元。使用基于壁面距离准则的重叠区域最小化方法和分层嵌套重叠策略,能提高重叠网格组装的效率和质量。对于具有运动部件的动态重叠网格问题,采用多个二/八叉树减少组装过程中信息更新的冗余计算,从而大幅度减少重叠网格组装的时间消耗。实际算例的重叠网格组装结果说明本文发展的重叠网格组装方法具有很高的计算效率,可以满足运动边界复杂流动问题的动态计算要求。     

自适应直角切割网格民机增升装置绕流数值模拟

提出并介绍了基于直角切割网格的分区面搭接技术,采用变长宽比网格方法,成功地进行了存在外形间断(剪刀叉)的民机增升装置的网格生成和绕流Euler方程数值模拟.根据外形的特点,运用"根"网格分区算法,降低了整个网格的生成难度;通过基于外形的自适应网格加密技术,详细地描述了外形上的大量缝道和凹槽,提高了网格质量;在分区交界面上,利用重叠面积切割和面搭接算法实现了两侧网格间的流场信息传递,并保证了通量守恒;采用中心有限体积方法,结合双时间推进算法,完成流场的Euler方程数值模拟,计算结果与实验数据吻合良好,说明所述方法的正确性.     

三维非结构自适应多重网格技术

发展了一种基于几何外形的非结构自适应多重网格技术。根据流场参数的变化梯度确定加密边,由加密准则对粗网格进行自适应剖分得到分布合理的较密网格。通过预先生成的初始极密表面网格来将边界网格的加密点投影到边界上,使得边界保持初始外形。为了提高流场求解速度,将自适应加密后的一系列网格作为多重网格,采用了多重网格算法进行计算。M6机翼的流场计算表明该方法可以准确捕捉激波位置,并且表面的压力系数分布与实验值相吻合。     

四叉树法网格划分的数据结构及算法设计

目前,四叉树法在平面网格划分领域中被广泛地使用。本文应用数据结构描述了四叉树的程序实现过程,并详细介绍了四叉树过程中切割单元的处理方法。最后通过算例证明了四叉树法具有快速自动生成质量较好的全四边形单元且很容易通过程序实现等优点。     

自适应笛卡尔网格超声速黏性流动数值模拟

复杂外形/流场的高质量网格的生成往往需要占用大量人力资源,而自适应笛卡尔网格方法能够自动化生成高质量网格,具有很好的工程实用价值和应用前景。基于笛卡尔网格方法,采用叉树数据结构进行数据的存储和访问,分别从几何特征和流场解特征出发进行网格的自适应加密和粗化,发展了一种二维情况下自动、高效的自适应笛卡尔网格生成方法。从浸入边界方法出发,结合虚拟镜像对称方法和曲率修正技术进行黏性物面边界条件的处理,同时建立了多值点问题的处理技术,发展了一种在笛卡尔网格下可有效模拟黏性物面边界条件的方法。针对自适应笛卡尔网格非均匀的特点,发展了悬挂网格的处理方法,并构建了适用于自适应笛卡尔网格的黏性数值求解器。通过典型算例的考核,验证了所发展的自适应笛卡尔网格生成技术和构建的数值求解器具有较高的精度和可靠性。     

基于Euler方程的三维自适应笛卡尔网格应用研究

本文采用非结构自适应笛卡尔网格和有限体积法求解了三维Euler方程。在网格生成过程中，采用了基于模型几何数据、模型表面曲率和流场特征为基础的网格自适应生成及加密方法，采用模型特征恢复技术保证了计算模型与原始外形的一致。在计算中，将以中心差分为基础的Jameson有限体积法在三维笛卡尔网格中进行了推广。本文中对导弹、歼击机等复杂问题进行了数值实验，计算结果与风洞实验结果符合良好，并在工程实际中成功应用。     

三维复杂无粘流场的自适应八叉树结构直角网格算法模拟

运用自适应八叉树结构直角网格对三维复杂流场进行了划分 ,并采用点面判别法进行外法向量的判断 ,使与之关联的与物面相交网格的体积计算更为简便准确。在此基础上 ,采用以中心差分为基础的 Jameson的有限体积法进行 Euler方程求解 ,在通量计算过程中 ,采用以面为基础的算法 ,减少了计算工作量。对多个外挂、翼身组合体及全机等复杂外形绕流流场进行了模拟 ,均取得了较好的效果     

基于粘性笛卡尔网格的N-S方程计算

本文采用基于叉树数据结构的粘性笛卡尔网格求解N-S方程。为了使网格的分布更为合理,采用基于物体几何外形的方法对网格进行自适应加密。在物面处采用光顺、投影、分割加密的方法保证了物面处网格的正交性与贴体性,从而生成高质量粘性笛卡尔网格。将有限体积法应用于粘性笛卡尔网格求解N-S方程,采用了SA紊流模型。算例计算结果与实验数据符合良好。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。