两种跨声速气动弹性问题分析研究

在非结构运动网格基础上,采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程.通过与气动力方程的联立求解,在时域内用四步龙格-库塔方法求解结构运动方程.分析和研究了二维嗡鸣和三维机翼颤振这两种跨声速非线性气动弹性问题.二维嗡鸣问题的研究考虑了翼面-舵面系统的缝隙间网格运动、缝隙对嗡鸣的影响和扰流片对嗡鸣的抑制.耦合多自由度Lagrange结构运动方程数值模拟了三维机翼的颤振问题.通过跨声速标模算例AGARD445.6机翼的颤振计算,计算的颤振临界速度与实验值有5%左右的误差,验证本方法的正确性.由于本方法是在对外形具有良好普适性的非结构动网格基础上完成的,具有良好的工程实践价值.     

高超声速进气道再起动特性分析

1引言未来高超声速飞行器飞行必然要经历低马赫数飞行过程,因此高超声速进气道同样要面临低马赫数下的不起动问题,那么进气道一旦进入不起动,如何才能再起动?再起动的特征是怎样的呢?常规内压式进气道再起动过程中存在迟滞回路现象,高超声速进气道的再起动过程是否也有相似的现     

一种双斜切双压缩面气道性能的数值模拟

采用LU－SGS隐式推进方法及ROE的通量差分分裂格式，结合带非线性限量因子的MUSCL插值方法编写了雷诺平均的三维N－S方程的数值求解程序，并供助该流场计算程序研究了一种双斜切双压缩面进气道在未经流场控制情况下的流动结构和气动性能（M＝1.9,H=11Km）。计算结果表明：所编制的流场计算程序能够准确快速地求解三维粘性流场，并对流场间断具有较高的分辨率；所研究的进气道即使在未经流场控制的情况下也具有较高的总压恢复系数，这体现了双斜切双压缩面进气道总压恢复系数高的优点，但由于流场中存在分离流动，应采取抽吸附面层等流场控制措施。     

轴对称DCR进气分流流场数值模拟

用矢通量分裂法，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ二步格式，对ＤＣＲ（ＤｕａｌＣｏｍｂｕｓ－ｔｏｒＲａｍｊｅｔ，简称ＤＣＲ）进气分流流场进行了数值模拟，提供了全场清晰的波系结构和物理信息，计算结果表明，通过改变反应，可以有效地控制结尾激波的位置，从而改变亚燃室内回流区的大小，对组织亚燃室燃烧和火焰稳定创造良好的条件。     

跨音速翼型设计的一种满足正则化条件的反设计方法

从不可压反问题的Lighthill准确解中可知,在反设计问题中翼面压强分布和自由来流速度两者不能同时独立地给定,这意味着对于给定的压强分布存在着一个约束条件(正则化条件)。对于可压缩流动,同样存在着类似的约束条件。本文给出了跨音速翼型设计的一种满足正则化条件的反设计方法。在此方法中,目标压强分布包含一个自由参数,在计算中可调整此参数使压强分布满足本文推出的正则化条件,文中给出的算例结果表明此方法是很有效的。     

一种利用正交流线坐标系求解跨音速管流的新方法

本文以正交流线坐标系为工具,采用位流模型,导出了正交流线坐标系下平面或轴对称流动的控制方程组,利用流函数与位函数的存在性,进而导出了两个首次积分。设计了一套求解匀熵管流的分凝迭代方案,模拟了管内无激波的平面或轴对称喷管的跨音速流动。数值实验表明该方法能够处理小喉道曲率半径平面或轴对称喷管跨音速流动,与已有的数值计算结果及实验结果符合较好。     

喉道参数对埋入式进气道气动性能的影响

以实验的方法系统地研究了喉道设计参数对埋入式进气道气动性能的影响。得出了低速下模型处于 0°攻角 ,0°侧滑及 4°侧滑时喉道位置和喉道面积比对进气道气动性能的影响。实验研究结果表明 :在适当的位置设置面积比合适的喉道可以大幅度地提高埋入式进气道的效率 ,降低进气道出口流场畸变。本文的研究为埋入式进气道喉道参数的优化设计提供了实验依据。     

基于融合算法的航空发动机涡轮前温度最优控制

涡轮前温度是航空发动机的关键控制参数之一,在保持发动机推力不变的前提下,降低涡轮前温度可以有效提高发动机使用寿命,涡轮前温度最优控制是降低涡轮前温度的有效技术途径.本文研究了航空发动机涡轮进口温度的在线优化问题,并根据该优化问题的特点,提出了一种基于小生境遗传算法(NGA)与非线性规划(NLPQL)相结合的混合优化算法...     

可变弯度导叶调节机构柔性多体仿真

为考察可变弯度导叶（VIGV）调节机构在运动过程中各零件的变形以及变形对调节精度、各叶片调节角度一致性的影 响,利用有限元软件ABAQUS建立VIGV调节机构的柔性和刚性多体动力学3维模型。研究了柔性与刚体模型调节机构运动差 异,并分析了变形量对叶片角度调节的影响。在此基础上,对联动环径向限位、驱动力加载速率以及运动副摩擦阻力对机构调节 精度等影响进行分析。结果表明：在调节角度较小时,柔性模型与刚体模型分析结果基本相当,随着调节角度的增大,各零件的变 形对调节角度的影响逐渐增大,当L形杆转动0.5 rad时,二者可调叶片调节角度相差约0.9。;在运动过程中,运动副摩擦阻力的增 大将增大机构运动所需的驱动力,驱动力加载速率对叶片角度调节的影响在一定范围内可以忽略;联动环径向限位的取消或分布 的不均匀均将引起叶片调节角度不同程度的差异,无联动环径向限位下,各摇臂之间的调节角度存在最大相差约0.3°的差异。     

连续伴随方法在二维高超声速进气道优化中的应用

针对连续伴随方法,开展在二维高超声速进气道优化中的应用研究。进气道构型采用基于特征线法设计的曲面压缩进气道,运用自由曲面变形FFD方法对进气道外压缩面参数化控制,在黏性情况下基于连续伴随方法以进气道流量为目标开展优化研究。采用三套网格研究外压缩面壁面灵敏度的影响因素,结果表明壁面灵敏度对边界层网格依赖性较强;通过有限差分法对连续伴随方法得到的目标函数梯度进行验证。基于以上方法和结论,采用拟牛顿BFGS方法以进气道流量为目标函数对外压缩面优化,优化后唇口处入射激波实现封口,外压缩面最大法向位移为5.6mm,进气道流量提高6.3%,整体性能得到提升。优化结果表明,伴随方法可有效应用于高超声速进气道优化。