航空发动机空气系统和热分析的耦合计算与试验验证

针对航空发动机空气系统设计和热分析计算分开进行且不考虑发动机部件对空气系统换热影响的特点,结合热分析计算实际,通过计算空气与热端部件之间的热量交换,建立了空气系统和热分析的耦合计算方法,并通过试验予以了验证。计算结果和试验结果的对比表明,耦合与非耦合计算的腔室压力基本相同,但耦合计算的腔室温度更接近试验结果,耦合计算相比于非耦合计算与试验的温度误差减小9.7K,耦合计算方法有利于减小空气系统温度计算误差。     

粘性极低速流动的预处理方法研究

讨论了采用预处理方法计算低速流动时遇到的参数选择、计算格式、舍入误差等问题,提出了一种适用于粘性计算的预处理参数计算方法.计算结果表明,使用高速流的计算格式计算低速问题时,即使残值收敛,也有可能得不到正确的计算结果;AUSM+-up格式适用于低速计算;马赫数小于等于10-6时,舍入误差会造成数值解无法收敛.     

网格计算技术在大规模CFD计算上的应用

针对大规模数值计算规模化管理的难题,采用网格计算技术将网络环境下分散的计算资源组建了CFD网格计算环境.采用主动接入方式,以中心服务器为核心的网格计算管理和服务模式,构建CFD网格计算环境,实现了CFD计算在网格环境内的自动化计算管理,提高了计算资源的利用效率,降低了设计人员的劳动强度.     

低裂解度正癸烷物性快速计算方法

为研究正癸烷轻微裂解时物性计算方法,基于广义对应态法则建立起正癸烷裂解过程中的密度、黏度、导热系数和定压比热容的三种计算方法,包括直接计算、物性库插值计算、物性子库加权计算,在验证直接计算方法的准确度基础上,对比三种方法的计算精度、计算内存和计算时间来对其综合评估,并探究裂解度对高温物性的影响。计算温度变化范围为300~1020K,压力变化范围为1~15MPa,裂解度变化范围为0~0.25。结果表明:不同物性计算方法均能定性预测热物性的特殊变化趋势;以物性直接计算结果为基准,物性子库加权计算的误差与裂解度大小成正比;在不考虑计算内存的情况下,物性库插值计算方法能无损加速计算,低裂解度下快速工程计算可选择物性子库加权方法;裂解度对高温物性的影响显著且不可忽略。     

真空羽流场的DSMC并行数值模拟

对DSMC方法进行小喷管真空羽流数值模拟的计算软件进行了并行化改造。计算表明在多处理器(节点)上实现并行计算能够大幅度地提高运算速度,缩短运行时间,增加计算规模,计算结果与串行计算一致。并对目前串行计算不能完成的真空羽流计算的算例成功地进行了DSMC并行计算,计算结果与理论分析一致。      

基于Fw-H方程的直升机尾桨与涡线干扰噪声分析

本文通过对直升机尾桨噪声的机理进行分析,建立了尾桨与涡线干扰噪声的计算模型.计算模型中包括气动计算和声学计算,气动计算的结果作为声学计算的输入量.气动计算中分别采用三维非定常面元法计算桨叶表面压力和有扰动薄翼理论计算涡线干扰下桨叶的压力增量;声学计算中采用推导自FW-H方程的Farassat 1a公式,获得声压的时间历程.通过算例分析得到了一些有意义的结论.     

复合材料天线阵面板的应力分析及固有频率计算

本文对复合材料夹层结构的天线阵面板应力分析和固有频率计算作了较全面的叙述,包括计算原理与公式,计算结构模型,计算数据及计算结果与分析等。     

某型飞机/发动机一体化性能计算

研究了飞机/发动机一体化性能计算模型,并开发了一套相应的可视化计算软件.计算模型包括发动机非安装性能计算模型,进气道、尾喷管/后体特性转换模型,安装性能计算模型以及飞机性能计算模型.根据进气道、尾喷管安装特性法(INSTAL),利用进气道、尾喷管/后体特性转换程序求出实际的进气道、尾喷管安装特性,结合非安装性能计算程序,计算了发动机安装性能,并在此基础上计算了飞机性能.该软件已用于某型飞机的一体化性能计算,使用结果表明:①与经验公式法相比,采用INSTAL所得发动机安装性能估算结果与资料值接近程度普遍提高,最高可提高13%;②该软件计算结果合理,计算所需时间短,计算精度较高.      

实数域中的投影法及其在单次快摄阵处理中的应用

阵列处理中计算简单的投影法避免了矩阵特征分解(ＥＶＤ)的庞大计算量,然而仍需进行复数计算。为了进一步减小计算量,提出一种实数域中的投影法,它将投影矩阵及空间谱的计算均简化为实数的计算,从而。使阵处理的计算量大大减少,而且使估计性能保持不变。计算机模拟与实际外场实验数据的计算结果表明了算法的有效性。     

考虑涡轮传热性能的气动设计耦合计算方法研究

为了在涡轮叶片气动型线设计过程中同时提高气动效率并保证传热性能,提出了一种基于一维管道网络法和三维CFD的耦合计算方法,分别采用管网/三维耦合计算方法和全三维耦合计算方法对MARK-II冷却叶片多个工况进行计算,两种数值计算方法计算结果与实验数据交叉对比,以验证本文计算方法可行性。计算结果表明,两种数值计算得到的叶片型面压力、温度、换热系数和实验值都比较吻合,但管网/三维耦合计算得到的壁面温度相比全三维耦合计算结果整体略微偏低,最大偏差不超过3.89%。基于管网/三维耦合计算方法对某航空发动机涡轮第二级动叶叶片型线优化设计,气动效率提高0.34%,壁面平均温度几乎没有变化。     

气动力配平及配平损失计算方法研究

本文介绍了飞机气动力配平计算、重心转移俯仰力矩计算与气动配平损失计算的工程算法,并在此基础上进行改进:在计算配平气动力之前对原始风洞实验数据加以处理,得到多个定迎角变平尾偏角的数据文件。以某运输机为算例,分别使用直接风洞实验数据和处理后的风洞数据进行配平气动力和气动配平损失计算,对比两者的计算结果可以看出,本文改进的方法计算结果准确,具有一定的可行性。同时,使用MATLAB软件作为计算工具,提高了计算效率。     

火焰筒内燃气辐射的蒙特卡罗法计算

用概率统计方法计算了航空发动机燃烧室火焰筒内燃气对壁面的辐射热流, 计算中考虑了燃气的辐射及吸收特性。该计算程序适用于二维轴对称的环型燃烧室和单管燃烧室辐射热流的计算, 并对计算结果进行误差分析。介绍了算例计算结果, 为了检验该计算程序的可靠性, 对角系数进行了校核计算, 其结果是令人满意的。此外, 文中还介绍了对某环型燃烧室和一假想单管燃烧室的计算及误差分析结果。      

直升机起落架的集成计算

直升机起落架常规计算包括停机状态计算及减缩质量计算、静态性能计算及主、尾起落架的着陆性能计算.要完成这些计算需要整机及起落架的诸多数据.在研制过程中,为了获得最优的设计,需要对起落架的各参数进行不断调整,对计算结果进行反复分析和比较,计算量较大,数据处理较为繁复耗时.详细阐述如何采用Excel和Matlab对起落架的常规计算进行集成.为完成一种直升机起落架的常规计算,采用该集成方法,编制了2000余行的M代码.在惠普Z800计算机平台下运行,耗时400余秒即可完成所有相关计算.输入输出的数据存储在同一Excel文件,文件中各项参数和计算结果数据可直接用于查阅、校对、分析,也可再编辑.     

高超声速气动力及激波位置快速计算方法研究

采用快速计算方法进行高超声速气动力计算时,影响计算精度的关键问题主要在于模型面网格的划分和计算方法的选取。采用一种灵活实用的结构化面网格划分策略,使得模型的各个部件能分别选择合适的计算方法;发展一种基于近似流线的二阶激波膨胀波方法,该方法可以用于多种具有三维流场特性的部件,不仅降低对使用者的经验依赖,还能提高计算精度;配合激波位置计算方法,可以较为准确地计算模型的激波位置,保证边界层外缘参数的计算精度;粘性力计算使用基于起始面元修正的Spalding-Chi方法和参考温度方法。通过对四个典型算例的计算与分析,表明本文发展的高超声速气动力计算方法具有较高的计算精度,能够作为高超声速飞行器初步设计阶段的气动力快速分析工具。     

飞机液压系统动态油温计算方法优化

分析了动态油温计算方法的不足,将此方法中的液压油箱计算模型加以优化得到改进的动态油温计算方法,基于功率损失法给出了飞机液压系统中四种典型液压附件的温度计算方程。以某航空液压泵地面试验系统为计算实例,将改进方法计算的结果与试验结果、改进前方法的计算结果进行对比分析,结果表明改进的动态油温计算方法相比改进前的方法具有更高的准确度。     

轮盘径向破裂转速计算方法分析及修正

分析了轮盘径向破裂转速理论计算方法及常用平均径向应力计算方法的含义及其特点.且依据理论计算方法的含义,提出了基于有限元计算结果的轮盘径向破裂转速计算修正方法.通过实例应用,证明了相对于理论方法计算结果,修正方法较常用平均径向应力方法计算精度更高,其计算精度由6.6%提高到0.5%以内,且修正方法较理论方法使用更方便、工程适用性更强.      

高阶辐射换热有限元算法研究

随着航空航天技术的发展,飞行器热结构所需承受的温度越来越高,辐射换热变得非常重要;当前大部分商业软件对于辐射问题的有限元计算方法还是基于一致表面温度和辐射热流假设,使得计算精度和网格密度的矛盾越来越严重.进行了选用高阶单元、采用高斯积分精确计算单元表面变辐射热流方法的研究,从而摆脱了一致表面温度和辐射热流的假设,使得在相同网格密度的情况下计算精度大大提高;同时,从包含辐射换热问题的有限元计算方程出发,采用与有限元数值计算时相同的积分方案,只在独立的积分点处计算辐射热流,克服了积分方法计算效率低的缺点.经与ANSYS的计算结果对比,应用辐射热流积分方法于高阶单元能大大提高计算精度;并且在相同计算精度条件下,此方法的计算效率更高,具有一定的实用价值.     

飞机座舱动态热载荷计算方法研究

首先对飞机座舱动态热载荷的计算方法进行了阐述,接着以相关机型为例采用两种计算方法进行相关计算,并与供应商给出的计算结果进行比较,验证了计算方法的可行性,同时对两种计算方法进行了比较。     

基于GPU和隐式格式的CFD并行计算方法

从图形处理器(GPU)架构特点出发,提出了基于数据并行的隐式计算流体力学(CFD)求解方法,空间离散格式采用迎风Roe格式,计算网格适用于结构和非结构网格。采用统一计算设备架构(CUDA)技术实现了GPU上的隐式CFD并行计算。分别在Intel Core2 Quad3.0GHzCPU和NVIDIAGTX280 GPU上进行了计算,结果表明隐式格式计算速度是显式格式6倍以上,采用显式格式的计算加速比达到28倍,采用隐式格式计算加速比达到了28.7倍,同时计算加速比随计算规模的增加而增加。计算结果和实验结果较为吻合。     

计算气动光学研究进展

计算气动光学是采用数值计算的方法研究高速空气动力流场对光波传输和光学成像影响的一门交叉学科,在红外成像制导设计等工程应用中发挥着重要的作用。总结了计算气动光学研究的三种基本计算方法,包括基于CFD简化方法的光学统计估算、基于RANS流场的计算和基于LES/DNS瞬态流场的计算,对这三种计算方法的基本理论、计算过程进行了介绍,综述了新近的一些计算气动光学研究进展,最后指出了未来的研究重点和方向。