稀薄流区高超声速飞行器表面缝隙流动结构及气动热环境的分子模拟

针对高空稀薄流区的高超声速飞行器表面缝隙或缺陷结构导致的局部气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC) 方法研究了70、75、80km和90km等4个飞行高度下稀薄流区高超声速缝隙流动问题,考虑稀薄气体效应和三维效应对缝隙内部流场结构和热流的影响。结果表明:上述飞行高度下,外部流动的分离和再附在缝隙内部形成一个充满腔体的单涡结构;稀薄气体效应对缝隙内部流动结构和壁面热流影响明显,随着高度的增加,主涡涡心上移,其形状逐渐变得“扁长”,右上角逐渐变尖,热流越来越集中分布于缝隙下游侧面的顶部区域;三维缝隙效应阻碍来流气体分子进入缝隙,导致主涡涡心上移,二维缝隙假设会高估缝隙表面的热流。      

定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟

随着对生产成本、性能和可靠性、环境要求的不断提高,未来运输类飞机的发展趋势是具有更大的载重、更短的起降距离、更低的污染排放和噪声,因此迫切需要采用更高效和简单的增升和控制技术,而采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式已经被证明是最值得研究推广的应用技术之一。而在分析飞机起降性能时,必须要考虑到地面效应的影响,因此有必要对采用吹气进行增升的翼型地面效应进行研究。通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响,研究表明,近地面在襟翼前缘施加吹气控制后,与远地面施加定常吹气控制相比,翼型升力线斜率和升力明显降低;小迎角下,动量系数为0.005时,升力随着距地高度的减小先减小后增加,动量系数增加到0.01后,升力随着距地高度的减小而减小;无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象,能直接影响飞机的起降性能,是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。     

带凹腔的支板火焰稳定器三维大涡模拟

为研究支板冷态流场,应用LES(大涡模拟)的方法对带凹腔的支板火焰稳定器在Ma=0.06和 Ma=0.09两种工况下分别进行三维数值模拟.对比试验和仿真结果表明:三维大涡模拟结果具有与试验相似的流场结构,定量对比试验和LES结果的尾涡脱落频率的最大相对误差为9.4%;支板尾部截面流向时均速度的最大相对误差为7.7%.表明数值模拟方法和边界条件设置的正确性和可信度.又对支板的三维流场进行分析:速度越大,支板尾涡的尺寸和强度越大;支板流场存在明显的三维效应,并且随着速度变大,三维效应越明显.      

冷气掺混对高压涡轮气动性能影响的数值研究

采用数值方法研究了冷气掺混对高压涡轮气动性能和叶栅通道内部二次流动结构的影响,计算结果表明:冷气流量增加,冷却高压涡轮导叶和转子型面总载荷降低,导叶进、出口马赫数均减小,转子出口相对马赫数在径向0~0.55区域增大而在径向0.55~1.0区域减小.导叶进、出口气流角受冷气流量的变化影响较小.冷气流量由压气机进口流量的4.83%增加至14.49%,转子进口相对气流角在径向0.05~0.95区域增大而出口相对气流角在径向0.6~1.0区域减小,导叶绝热壁面冷却效率先升高后降低而转子绝热壁面冷却效率提高了19.33%.轮毂和机匣封严气呈束状进入转子叶栅通道且腔内封严气流动受旋转轮盘抽吸效应影响较大.      

航空发动机叶片-机匣碰摩摩擦热效应仿真分析

为了分析航空发动机叶片-机匣碰摩摩擦热对叶片的影响,基于有限元法建立了叶片-机匣碰摩摩擦的热-结构直接耦合模型,分析了不同偏心距和转速对模型应力场和温度场的影响,并与未考虑摩擦热效应的碰摩模型进行对比。结果表明:当叶片与机匣之间发生摩擦时,需考虑材料参数随温度变化的影响;摩擦热主要分布在接触表面较小的区域,温度分布沿接触面向四周呈递减趋势,且温度梯度越来越小。并在该区域产生了较大的热应力;随着偏心距和转速的增大,叶片-机匣的摩擦热效应越发明显。在实际工程问题中,需考虑摩擦热效应对叶尖表面损伤的影响。     

爆破战斗部对超音速导弹毁伤效应研究

通过对不同弹目相对距离、交会角工况下,爆破战斗部冲击起爆超音速导弹战斗部临界距离和结构毁伤发动机舱效应的数值模拟计算,研究、评估了爆破战斗部爆炸产生的冲击波和爆轰产物对超音速导弹的毁伤效应。结果表明:爆破战斗部对超音速导弹的毁伤以结构毁伤为主,冲击起爆超音速导弹战斗部能力较弱;爆破战斗部对超音速导弹发动机舱的毁伤效应,随弹目相对距离的增加而迅速减小;弹目相对距离相同时,各工况下的毁伤效应,先随弹目交会角的增大而增大,而后随弹目交会角的增大而减小。     

基于双阶涡旋光束的旋转测速精度提升方法

涡旋光束因其独特的螺旋型波前结构,在对旋转物体探测时会产生与转速成正比的旋转多普勒频移,双阶涡旋光束的转速测量精度是单阶的2倍,但探测过程的噪声干扰会引起测量精度的下降。首先,通过分析双阶涡旋光束的旋转物体速度测量机理,给出测量精度影响因素分析。其次,在给出测量系统设计的基础上设计物体转速提取算法思路。最终,对高斯噪声、乘性噪声、探测器累积时间和光束模式纯度这四种情况对于测速精度的影响进行分析。结果表明,高阶双阶涡旋光束能有效提升噪声环境下的测速精度,提高模式纯度至94%以上,探测器累积时间控制在0.49s以上可以获得更好的测速精度。     

关于累积疲劳损伤定则

根据实验结果和分析表明,Miner定则可用于变幅载荷下始裂寿命的估算,但要考虑载荷谱中大、小载荷交互作用。载荷交互作用效应可用疲劳裂纹起始的超载效应因子予以定量地表征。裂纹起始的超载效应取决于材料的应变硬化特性、构件几何以及超载的大小。因此,应视具体情况使用Miner定则。在始裂寿命占疲劳寿命主要部分的情况下,Miner定则可近似地用于估算疲劳寿命。     

三维多段机翼地面效应数值模拟

 通过数值模拟方法研究多段机翼的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,利用运动壁面边界模拟地面的相对运动。计算结果分析表明:随着飞行高度的降低,多段机翼的升力、阻力和低头力矩均减小;迎角、展弦比越大,地面效应越明显,升力损失越大;升力的减小主要是由于地面效应导致机翼下方静压增大的气流通过缝隙进入机翼上表面流场,使得机翼下翼面压力的增加量小于上翼面吸力的减小量;地面效应使机翼上翼面翼尖容易发生分离;翼尖涡沿着展向方向向外移动,机翼诱导阻力减小。该文研究结果可以为大型飞机的增升装置地面效应设计提供参考依据。     

均匀湍流场下矩形断面流场及气动参数数值模拟

采用大涡模拟方法数值模拟了两种矩形断面(B/H=1,B/H=2)在不同湍流来流下的流场及气动参数,采用谐波合成方法生成与目标谱一致的脉动入口风速.数值计算结果表明来流湍流对断面的流场及气动参数有较明显的影响,通过与均匀来流的计算结果作对比可以看出,湍流导致断面的阻力系数减小明显,其主要原因为背压区负压系数的增加,与实验的结果较一致;从流场分布看湍流主要影响断面尾流涡的形成,这种影响会影响尾流涡的形成.