柔性扑翼全机气动结构耦合特性及稳定性研究

由于微型扑翼飞行器具有体积小、重量轻等特点,在飞行过程中会产生明显的柔性变形,因此在对扑翼气动特性进行数值模拟时,有必要考虑柔性变形的影响。基于结构动力学理论,发展了一种适用于扑翼全机气动结构耦合特性的数值模拟方法与一种适用于扑翼的结构动力学求解方法。方法利用哈密顿原理,对动能和应变能进行变分,进而得到扑翼动力学方程,采用结构有限元方法对运动方程进行离散并求解;采用基于嵌套网格的CFD求解器对微型扑翼全机非定常绕流进行数值模拟。采用CFD/CSD耦合求解器对微型扑翼飞行器全机气动结构耦合特性进行数值模拟,分析了结构变形对柔性扑翼气动特性的影响,并分别对扑动过程中刚性扑翼和柔性扑翼的压心变化范围进行研究,分析了结构变形对柔性扑翼稳定性的影响。     

超声速翼身组合体激波阻力优化的EFCE算法

 超声速飞行器的横截面积分布对其激波阻力的影响十分显著,合理的机翼和机身横截面积分布可以显著降低其激波阻力。使用类别形状函数变换(CST)方法对机身进行基于横截面积分解的CST参数化外形表示,在此基础上提出了扩展的远场组元(EFCE)超声速翼身组合体激波阻力优化算法,并使用该方法对超声速客机翼身组合体进行外形优化,使其激波阻力系数降低了39%。研究结果表明:由于只进行一个方向上的面积分解,机身CST参数化所使用的参数数量和相应优化过程的计算量比机翼大幅降低;经过EFCE激波阻力优化的机身具有较为明显的面积率修形"蜂腰"特征。     

安溢活门动态流场数值模拟研究

为了研究安溢活门主阀开启过程中的动态流场特性,采用Fluent动网格法和用户自定义函数方法对其进行流固耦合数值模拟。通过Fluent 3D非定常显式耦合求解器以及虚拟挡板技术求解某时刻主阀腔内的气压力,并通过有限气容充放气过程方程确定背压腔充放气过程对膜片的气压力,得到膜片上的总和力。进而通过求解质量弹簧阻尼系统动力学方程确定主、副活阀的运动速度和位移。结果表明:活门开启过程中开度越大,阀道内流场越复杂,流动越不稳定;活门开度增大,阀座处流量线性增加,入口腔流量变化平稳,而出口腔流量波动较大;随着开度增加,活门不同位置和膜片上的气压力变化规律不同。     

Conjugate heat transfer investigations of turbine vane based on transition models

The accurate simulation of boundary layer transition process plays a very important role in the prediction of turbine blade temperature field. Based on the Abu-Ghannam and Shaw (AGS) and c-Re h transition models, a 3D conjugate heat transfer solver is developed, where the fluid domain is discretized by multi-block structured grids, and the solid domain is discretized by unstructured grids. At the unmatched fluid/solid interface, the shape function interpolation method is adopted to ensure the conservation of the interfacial heat flux. Then the shear stress transport (SST) model, SST & AGS model and SST & c-Re h model are used to investigate the flow and heat transfer characteristics of Mark II turbine vane. The results indicate that compared with the full turbulence model (SST model), the transition models could improve the prediction accuracy of temperature and heat transfer coefficient at the laminar zone near the blade leading edge. Compared with the AGS transition model, the c-Re h model could predict the transition onset location induced by shock/boundary layer interaction more accurately, and the prediction accuracy of temperature field could be greatly improved.     

基于RANS方法的民用飞机网格分析

基于RANS方程分别对代表民机巡航的DLR—F6模型和增升的NASATRAPWING模型进行多块结构化网格生成技术研究,通过网格拓扑、分布、质量参数等多项研究,得到影响民机外流场粘性计算需要的网格生成因子,形成一套适用高精度阻力预测的民机CFD网格生成指南。同时,为验证网格设计方法的可靠性及准确性,分析了不同网格生成准则对于CFD计算模拟精准度的影响,为民机计算策略研究及气动力设计提供了参考依据,具有重要的工程实用价值。     

影响同轴磁控溅射镀膜性能的几个问题

7近几年来,镀膜玻璃在建筑行业以及装饰行业已经得到了广泛的应用。而磁控溅射镀膜因其具有高速、低温、低损伤等优点,已经成为真空镀膜技术的主要方式。适用于建筑玻璃镀膜的磁控溅射靶,就其形式有两种：平面靶和同轴圆柱形靶。本文就影响同轴圆柱型磁控溅射靶的溅射性能方面做以下探讨。1磁控溅射原理图1说明如下：电子在电场作用下,加速飞向基片的过程中与氢原子发生碰撞,电离出Ar“并产生电子。电子飞向基片,Ar“在电场作用下加速飞向阴极（溅射靶）并以高能量轰击靶面,使靶材发生溅射。在溅射粒子中,中性的靶原子（或分子）沉…     

涡扇发动机加减速特性显式与隐式计算方法

为了探索一种便于进行涡扇发动机过渡态控制规律设计的性能计算模型,提出了基于部件法的涡扇发动机加减速的显式格式和隐式格式计算方法,该方法通过在发动机计算模型中直接给定喘振裕度限制值、燃烧室油气比限制值和涡轮进口总温的限制值,计算出最优的加减速特性,进而获得发动机的最优加减速控制规律。计算模型针对不同的给定值,选择了不同的燃烧室容积效应模型。证明了对一般的涡扇发动机,隐式格式计算模型中,给定压气机喘振裕度算法的解是唯一的。以某涡扇发动机在地面的加减速过程为例,按最优加减速控制规律计算,显式格式算法和隐式格式算法的结果误差小于1.3%.对给定高压转子转速加速率的加速特性也进行了验算,计算结果与最优加速过程的结果误差小于1.7%.本文提出的加减速特性计算方法可为涡扇发动机的过渡态开环和闭环控制规律设计提供便捷的手段。     

热压罐工艺帽型加筋壁板长桁胶接变形问题

采用"干长桁+湿蒙皮"共胶接工艺制造复合材料帽型加筋壁板零件时,发现长桁在胶接固化后普遍存在压塌式变形及胶接面胶层厚度不均匀的现象。为改善上述问题以实现复合材料帽型加筋壁板的高精度成型,通过试验件的制造和检测收集了长桁胶接前后的变形数据及胶接后的胶层厚度数据,分析了长桁在热压罐中胶接时的受力状态及导致长桁变形的主要原因,并采用有限元模拟对分析进行了验证。结果表明：帽型长桁在胶接后确实发生了压塌式变形,长桁胶接时帽顶R区的内外压力差及长桁缘条侧边加压不充分是导致变形的主要原因。将长桁缘条侧边倒成斜边或可减小这种变形的程度。     

高速齿轮的气障特性分析

利用计算流体动力学方法,建立齿轮高速旋转在周围产生的流场与压力场计算模型,对不同的齿轮工况参数进行了计算与分析。在此基础上,建立齿轮喷油润滑的二相流模型,对喷油参数与齿轮工况的匹配进行研究,并对齿轮旋转压力场的计算进行了仿真验证。结果表明,齿轮转动时会在周围形成气体压力场,对喷油射流产生阻碍作用,造成轮齿润滑与冷却失效。本文的研究成果将用于指导新一代高性能齿轮的喷油润滑设计。     

叶栅二次流旋涡结构与损失分析

采用三维粘性程序对某型动力涡轮的第一级进行了数值模拟, 模拟结果捕捉到了该涡轮级叶栅的内部流的流动细节, 展示了涡轮叶栅端壁和型面流动及叶栅通道内的三维流动结构.通过对叶栅中的二次流现象和流动损失机理的分析, 揭示了该涡轮级叶栅通道内二次流旋涡结构(马蹄涡、通道涡、壁角涡、尾迹涡、泄漏涡等)的演变过程, 以及旋涡结构对损失分布的影响.