多体全自由飞过程的数值模拟

以三维非结构粘性直角网格重构为构架,数值求解了固定空间网格瞬间运动边界的N-S方程,逼近了流场的非定常过程,结合六自由度的弹道方程,对单体或多体运动过程进行了全自由飞数值模拟,数值模拟结果和级间分离的风洞自由飞试验进行了对比,初步的计算结果说明,全自由飞数值模拟在一定程度上可以描述风洞试验的飞行轨迹,并且适应能力更强,整个全自由飞数值模拟系统可以为更复杂的单体机动飞行或多体运动过程提供快速实用的数值模拟方法.     

Aero-thermo-elastic Numerical Calculation and Analysis of Spinning Rocket

The application of computational fluid dynamics/computational solid method （CFD/CSM） on solving the aero-thermo-elastic problem of spinning rocket is introduced. Firstly, the aerodynamic coefficients of a rocket are calculated, and the results are compared with the available experimental data, which verified the accuracy of the CFD output. Then, analysis is carried using ANSYS Workbench multi-physics coupling platform, which includes fluid, thermal, and structural solvers. The results show that spinning causes a significant effect on the de formations and stresses. Furthermore, thermal stresses due to high temperature at the rocket warhead and tail edges have a dominated effect, even more than those produced by aerodynamic forces. Consequently, this important outcome should be taken into consideration during the rocket design stages.     

斜爆轰波的波角和法向速度-曲率关系初探

为研究斜劈诱导斜爆轰波的波阵面弯曲效应，以期为斜爆轰的不稳定性及其演化规律提供新的见解，基于加权本质无振荡（WENO）格式空间离散和附加Runge-Kutta方法时间离散的求解器，针对不同的化学反应参数（释热量、放热速率和化学反应区参考长度）条件，开展斜爆轰波的数值计算研究。结果表明斜爆轰波沿波阵面的波角变化可分为3个区域：区域I，波角平滑减小；区域II，波角跃升后衰减；区域III，波角有规律振荡。波阵面法向速度-曲率关系在区域I呈现准垂直直线变化趋势，并伴随着爆轰波强度的不断衰减；在区域III则呈现出"D"形曲线，即由极曲线段、光滑水平变化段和拟线性变化段组成，为类胞格结构的周期性演变；区域II可认为是以上两个区域特征的耦合。不同的化学反应参数对斜爆轰波波阵面的弯曲效应影响存在较大差别。     

舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场数值模拟研究

倾转旋翼机是当前旋翼飞行器研究的热点,但有关舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场的研究还很少。以两栖攻击舰(LHA)和V-22"鱼鹰"倾转旋翼机为研究对象,基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和SST k-ω湍流模型对舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场进行数值模拟研究,并探讨了不同着舰高度时机/舰耦合流场的相互作用。结果表明:倾转旋翼尾流会与舰船脱落涡、甲板舷涡以及舰岛艉涡发生较强的"涡-涡干扰"现象,加大了耦合流场的湍流强度;舰船流场的低频非稳态特征会导致旋翼桨盘气动载荷发生显著的波动,不利于飞行操纵;垂直降落过程中,舰船甲板会形成"前低后高"的压力分布特征,倾转旋翼RMS气动载荷值也会明显增加,降低了着舰安全性,且右旋翼RMS气动载荷值比左旋翼平均大一倍以上,这也表明右旋翼面临着更加严峻的气动环境。     

航空发动机冰晶结冰研究进展

飞机在高空区域巡航时可能遭遇冰晶气象，导致发动机吸入冰晶颗粒发生结冰故障，欧美等国已将冰晶结冰纳入适航 取证要求，中国也考虑在后续发动机适航取证中增加冰晶结冰考核项目。为了准确掌握国内外冰晶结冰研究现状，通过调研文 献，对比了冰晶结冰与过冷水滴结冰在结冰位置、结冰条件和结冰机理方面的区别，阐述了试验研究和数值仿真方面的重要进展， 其中，试验研究分别介绍了冰晶在静态部件和动态部件内的撞击与结冰过程，数值仿真按照空气流场计算、冰晶运动轨迹和撞击 特性计算及结冰计算的顺序，总结了欧拉法与拉格朗日法的区别、冰晶运动相变与黏附过程及结冰热物理模型，并介绍了冰晶结 冰软件在数值模拟中的广泛应用，提出了目前在冰晶碰撞、结冰热力学模型、结冰探测及风洞试验等方面需要进一步研究的内容， 以期为中国冰晶结冰研究提供参考。     

Gaseous cavity at the base of an underwater projectile

The problem of the behavior of the gaseous cavity which is formed at the base of an underwater launched projectile is treated using different approaches. Asymptotic analysis is used to yield expressions for similarity parameters and a simplified hydrodynamic model of the initial stretching phase. A laboratory facility is described, in which launches can be simulated and analyzed by means of pressure measurements and high speed visualizations. Complete calculations are also performed using a numerical “Volume of Fluid” model solving the unsteady Navier-Stokes equations. Results from the three approaches are presented and compared during the cavity stretching phase. Finally, the thermodynamic aspects of the problem are examined.     

一种改进型松耦合方法在机翼摇滚计算中的应用

提出了一种简单实用的松耦合机翼摇滚计算方法,该方法采用隐式和显式公式相结合来计算刚体动力学方程并升级网格,使计算结果的收敛性和稳定性随时间步长的增大更好,可以在较大的时间步长下得到合理的计算结果。该方法是在隐式和显式的松耦合方法基础上得到的,通过分析机翼摇滚计算中松耦合方法时间精度低的原因,发现如果基于隐式方法计算角速度和角度,由于计算力矩时网格位置滞后,导致气动力相对于运动滞后,时间步长较大时计算的机翼摇滚振幅偏大;而如果基于显式方法计算角速度和角度,计算力矩时网格位置超前,导致计算的机翼摇滚振幅偏小。通过计算80°后掠三角翼的机翼摇滚,证明了改进型松耦合方法的有效性。     

航空发动机支点同心度的数值仿真及试验验证

为了在设计初期准确地分析支点同心度的大小,提出了一种基于蒙特卡洛的仿真计算方法,通过对影响因素进行分析,建立了支点同心度大小的数学表达式,讨论了各个影响因素的分布规律,并采用蒙特卡洛法进行了仿真计算,同时,对计算结果的正确性进行了试验验证。结果表明,该方法能够正确、方便、迅速完成支点同心度大小的计算,为优化设计参数、评估设计结果提供依据。     

导流板对埋入式进气口进气的影响

埋入式进气口是一种新型的动力装置舱冷却进气方式,传统的流量测量方式难以应用于该型进气口,因此需要借助数值仿真手段对该型进气口的进气性能进行研究。某航空动力装置舱分别采用了2种带格栅的埋入式进气口,其不同在于是否存在内侧导流板。以该型埋入式进气口为研究对象,按1∶1的比例建立三维进气口模型,借助CFD数值仿真软件,对比了导流板对埋入式进气口进气的影响,以及两种进气口的进气规律,其结论为埋入式进气口的优化设计提供参考。     

多喷口环量控制翼型流动的研究

提出了多喷口环量控制翼型的想法，并进行了数值研究。结果表明，多喷口环量控制方法可以在中、小Ｃμ吹气时提高翼型的升力和减小能耗，并能改善环量控制翼型在较高来流马赫数下的气动性能，避免“压缩性失速”。