如何考虑工程模拟器的逼真度和有效性

工程模拟器的模拟逼其变和有效性是工程模拟界普遍关心的一个非常重要的问题.本文根据SB—100飞行模拟器系统综合、试验和验收过程中的一些做法及模拟试验结果和试飞结果的对比讨论了模拟的逼真度和有效性问题.     

飞行模拟的新进展

介绍了飞行模拟器的编程语言、数据问题、标准以及飞行模拟技术的未来发展。     

航空发动机平衡模拟转子加工工艺分析

本文通过解决发动机平衡模拟转子的加工实例,介绍了在普通设备上完成大尺寸、刚性差、位置精度要求高的薄壁件加工工艺。阐明了此类零件在普通加工设备上加工所应注意的问题及解决这些问题的方法和措施。     

直方管内充分发展湍流的大涡模拟 第一部分

本文用大涡模拟的方法对直方管内Ｒｅ＝４．９×１０￣４的充分发展湍流运动进行数值模拟，所得结果清楚地显示了二次流的存在。统计平均量的数值结果也与实验结果吻合甚好，这表明大涡模拟是高雷诺数复杂湍流运动数值模拟的一个有效手段。     

洁净室流场大涡模拟

应用湍流大涡模拟方法对矢流洁净室和全顶棚送风下部两侧回风式洁净室进行了数值模拟。计算中使用了隐含流线抑风耗散作用的具有三阶部分展开的Taylor-Galerkin离散格式，导出了经Gauss滤波后的基本方程组的有限元列式，应用涡粘性亚格子模式的湍流大涡模拟方法进行数值模拟。数值计算结果与实验结果符合较好，表明湍流大涡模拟能够较准确地捕捉到洁净室流场中旋涡的位置和尺度，在洁净室的数值仿真方面，与标准的K－ε湍流模式相比，湍流大涡模拟结果具有较高的可靠性。     

直方管内充分发展湍流的大涡模拟 第二部分

本文第一部分用大涡模拟的方法对直方管内Ｒｅ＝４．９×１０￣４的充分发展湍流运动进行了数值模拟。所得结果证实大涡模拟是高雷诺数复杂湍流运动数值模拟的一个有效手段。在本文第二部分用所得的数据库对湍流运动的结构和形态进行了分析，并且用流体质点运动图形显示了湍流运动的二次流。     

压力畸变模拟技术的发展与现状

压力畸变模拟技术是发动机稳定性评定中需解决的技术关键之一。随着对发动机畸变响应的认识不断深入，发动机稳定性评定中提中种压力变模拟技术。．     

民用飞机座舱气流组织技术研究现状分析

舒适性是民用飞机的重要要求,座舱气流组织设计是否合理对乘员舒适性和健康性有直接影响。现在最常见和可靠的预测、设计和分析民用飞机座舱舱内气流组织的方法分别是实验测量和数值模拟。分别对这两种方法进行了描述,两种方法各有优劣,用大量CFD模拟配合有限的模拟舱实验被证明是国际上最有效、最可靠、最经济、最快速的研发手段。     

基于Swarm的任务分配系统模型的实现

随着计算机科学在人工智能领域的研究和发展,借助于计算机,人们即可以在Swarm平台上进行模拟仿真,从而对各类复杂系统进行可信赖的实验室研究。以现实生活中常常出现的任务分配这个复杂系统为例,详尽的描述和说明在Swarm平台上模拟实现该系统的全过程。     

可提高航空发动机性能预测的先进燃烧模拟技术研究

基于大涡模拟的先进燃烧模拟技术因其预测精度和反映燃烧动态的能力成为高性能航空发动机燃烧室设计的必要工具.本文对美国和欧洲在该技术领域的发展状况、代表性软件及其工业应用情况进行了综述.     

使用RANS/LES混合方法对钝前缘三角翼进行数值模拟(英文)

阐述了建立在一方程湍流模型基础上的分离涡模型(DES)和延迟脱体涡模型(DDES),它们很好地模拟了壁面附近的小尺度流动。该方法在大攻角分离流区域,使用了亚格子应力的Smagorinsky大涡数值模拟,模拟亚音速旋涡流动。使用大攻角下的钝前缘65°大后掠三角翼模型,研究了CFD对涡的发展、破裂以及复杂涡的发展和演变的模拟能力。研究结果说明了方法对模拟分离流动是可行的。     

飞行景象模拟中云的生成与显示

介绍了飞行模拟器景象的生成和显示，重点研究了用１／ｆ频谱密度的纹理函数产生的自然景物──云，并显示在ＰＣ机ＶＧＡ屏幕上．     

突扩燃烧室流场RANS与LES模拟

以中心突扩燃烧室为模拟对象,分别从旋涡运动、空间速度分布和时间速度脉动等方面对RANS模拟结果、LES模拟结果和试验结果进行了比较分析。表明RANS方法没有模拟出燃烧室中的旋涡运动,与试验结果相差甚远;而LES方法则比较好地模拟出了燃烧室中旋涡运动和速度脉动。得出LES方法是对突扩燃烧室内流场数值研究的有效方法。     

缩比技术在固体火箭发动机工程中的应用

缩比技术是一种经济有效的实用技术,在火箭工程中具有广泛的应用领域.文中介绍了国外采用缩比技术的情况;简单阐述了缩比技术的理论基础——相似原理;列出了与火箭发动机工作过程和现象有关的相似准则;说明了火箭发动机缩比实验在比冲测量标准化、发动机性能模拟及其它方面的应用.     

轮盘低周疲劳模拟件设计及试验

航空发动机轮盘长时间在交变大载荷下工作，其盘心、螺栓孔、端齿等应力集中的特征部位容易发生低周疲劳失效。为准确评估轮盘特征部位的疲劳寿命，需设计反映应力梯度的模拟件并开展相应的疲劳试验，从而为发动机结构设计提供重要依据。现有的模拟件设计方法通常保证危险点一定范围内的应力/应变分布与真实构件的一致，但这些方法对“一定范围”的定义缺乏理论依据且未能形成统一认识。为此，提出了一种临界距离范围内SWT参量分布一致的模拟件设计方法，建立了轮盘盘心、螺栓孔、端齿等危险部位的模拟件设计方法，并开展了模拟件的低周疲劳试验。将端齿模拟件100%转速对应的平均疲劳寿命与轮盘旋转疲劳试验结果对比，相对误差为7%，且均为表面薄弱晶面起裂。最后，讨论了该模拟件设计方法的稳健性。     

高超声速钝锥体等离子体流场数值模拟

以小钝锥体为对象建立二维几何模型,利用COMSOL Multiphysics软件对等离子体流场控制方程组进行求解,对高超声速气流流过模型所产生的等离子体流场进行数值模拟.仿真得到了在模型头部激波、尾部膨胀波和尾后激波的共同作用下,考虑烧蚀反应时流场的速度、温度、压强和等离子体电子数密度分布,重点分析了钝锥体模型等离子体包覆层和尾后电子分布的特征和成因.可以为高超声速飞行器的探测和控制提供重要的借鉴和参考.     

充气式翼型绕流大涡模拟分析

针对多梁式充气机翼阿翼型,采用大涡模拟方法对其表面的复杂流动进行了数值仿真研究,得到了其迎角在0°-20°时的流动情况和气动力特性,并与其他仿真结果和风洞试验结果进行了比较分析。结果表明：采用大涡模拟方法得到的计算结果与风洞试验结果较为吻合,可以更好地模拟充气式翼型的表面流动情况。     

畸变流场的模拟装置及其选型

本文初步总结了国内外进气道－发动机匹配试验研究所用的几种进气道出口畸变流场模型装置的性能和使用经验，并根据我国当前的研究状况，提出了优先选用轴对称随机频率发生器作为在高空模拟试验台上进行进气道－发动机匹配试验研究的进气道出口总压畸变流场模拟装置和建议。