类X-37B航天器气动力天地相关性数值模拟

随着高性能计算机的发展,CFD已成为飞行器设计和流场分析不可缺少的重要手段,风洞试验与飞行数据的天地相关性问题正是其中一项重要的研究内容,X-37B作为继航天飞机之后美国发展的最成功的可跨大气层在轨飞行器,从气动特性角度分析其大气层内飞行走廊的状态对中国类似航天器的研制具有重要的借鉴意义。首先,对计算类X-37B布局飞行器的网格无关性及网格修正开展了研究,在此基础上提出的网格规模影响修正方法对该类飞行器的计算结果修正经过验证是可信的;然后,分别对比分析了雷诺数的影响和试验状态支架干扰的影响,完成了基于数值模拟的高空飞行与风洞试验气动特性差异分析。结果表明,网格规模主要对亚声速来流计算状态压差产生的轴向力影响较大,对法向力系数、俯仰力矩系数和纵向压心影响较小;雷诺数对该类飞行器气动特性特别是轴向力系数、阻力系数和升阻比有较大的影响,但随着马赫数的增加,影响特性开始变的非常复杂;由于风洞试验状态支杆存在,亚跨声速来流条件对该类飞行器的底阻影响很大,需要采取一定的方法和手段对支杆影响进行修正。     

短舱泄压门流场对排放特性影响的数值模拟

在采用NACA TN4007报告中的试验数据验证了CFD方法正确性的基础上,通过计算研究了不同来流马赫数、总压比、挡板开启角度对挡板排放特性的影响规律,并通过流场分析了形成这些规律的原因。结果表明：当总压比大于一定值后,相同总压比下排放系数（DFR）随来流马赫数的增加而下降,是因为在排放通道形成壅塞流量受限后所致。而在不同总压比下,排放系数随挡板阀开启角度增大而发生复杂变化趋势,究其原因是因为挡板阀开启角度变大造成排放通道实际最小喉道位置和型线发生变化,导致最小几何面积处的平均马赫数在不同速度区间调整变化,同时挡板上表面发生分离后的分离涡回流如果进入到最小截面处,还会造成排放流量的减小。     

喉衬组件界面密封失效敏感因素研究

为了研究更为准确的边界仿真方法,针对典型长时间工作发动机,基于ABAQUS软件,通过二次开发建立一套工程可用的喉衬组件传热和背壁热解的数值模拟方法,并对影响喉衬组件温度场的主要影响因素进行分析;对影响背壁热解的关键材料参数进行统计,获得其分布规律;采用Mote-Carlo法获得随机输入参数,通过大量计算,建立输入和输出的近似模型;应用神经网络模拟方法,获得了影响喉衬组件界面密封状态的主要敏感参数。结果表明,数值模拟方法具有较高的精度。     

固态焊接在民用航空发动机中的应用

民用航空发动机是航空产业的重要支柱,我国的大客发动机研制项目已逐步展开。民用航空发动机与军用航空发动机相比要求具备长寿命、高可靠性、低油耗和低成本。由于技术指标要求高,民用航空发动机需要采用更多的新材料、新结构、新工艺,才能满足设计要求。     

基于RANS/LES方法的超声速底部流场数值模拟

分别采用基于两方程k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型的延迟DES(DDES)、更改的DDES(MDDES)和改进的DDES(IDDES)方法,并引入可压缩修正,结合三阶MUSCL-Roe和五阶WENO-Roe两种空间离散格式,针对超声速底部的复杂流动现象,开展了数值模拟研究。计算结果表明本文方法能够捕捉到超声速底部流动中丰富的湍流结构,通过分析计算结果对超声速底部的流动机理有了进一步的认识,为下一步的超声速底部流动减阻改进和雷诺平均NavierStokes/大涡模拟(RANS/LES)方法在非定常高可压缩性流动中的应用提供了参考。通过对比分析不同空间离散格式的计算结果研究了数值耗散对计算的影响,五阶WENO-Roe格式的计算结果与实验结果吻合良好;对不同RANS/LES混合方法的计算结果进行了对比分析,结果表明IDDES方法在近壁区的表现优于DDES和MDDES方法。     

三坐标扫描数据评价软件开发

介绍了一种基于Levenberg-Marquardt算法实现三坐标扫描数据进行拟合与评价的数学模型与编程思路,结合工作中的经验对此方法的实际应用进行探讨。通过使用这些算法与程序来实现数据分析的全程自动化。