曲线物面边界条件在DGM中的应用研究

基于二维非结构网格,采用高精度间断Galerkin有限元方法数值求解定常Euler方程。为了有效克服传统的反射物面边界条件在物面处易于生成伪熵降低计算精度的缺陷,提出一种曲线物面边界条件,从而实现对物理模型而不是数值模型进行数值模拟。对经典圆柱亚音速无粘绕流进行数值模拟,结果表明:采用曲线物面边界条件之后,流场解的精度得到很好的提高;此外,在非常稀疏的网格上,通过提高基函数的阶次仍可以得到高精度的数值解。     

高超声速热化学非平衡钝体绕流数值模拟

对高超声速热化学非平衡钝体绕流进行研究,发展了高温热化学非平衡条件下的高超声速气动热数值模拟方法。采用二阶精度迎风TVD格式的N-S方程有限体积法多块结构网格求解器,考虑了空气5组分及化学非平衡效应的影响,对组分生成源项及振动能源项采用了点隐式的处理,提高了计算效率。对球锥模型和RAM-CII飞行实验等算例进行了数值气动热模拟,分析了不同非平衡模型在热化学非平衡条件下流场的影响。计算结果表明建立的数值模拟方法具有较高的精度。     

基于云物元的非战争军事行动机务保障能力评估

为分析非战争军事行动航空机务保障能力,建立了融人非战争军事行动特点和机务保障要素的指标体系,介绍了云理论和物元理论的相关知识,建立了基于这两个理论的评价模型,并结合实例进行了验证。结果表明,该方法能体现薄弱环节所在,对提升非战争军事行动机务保障能力具有重要的现实意义。     

基于非接触测量技术的降落伞流场测试方法研究

在开口单回流式风洞试验中,采用由激光器、片光元件、光臂、激光脉冲同步器、CCD摄像机等组成的成像系统获取图像数据,再由帧抓取器和图像分析软件组成的分析与显示系统,获取了几种典型结构的模型伞尾流绕流场特性。试验结果表明,非接触式的粒子图像测速技术应用于降落伞流场测试试验是可行的,测取的数据真实准确;相比它接触性流场测量技术,具有可以全场瞬态的定量测量、仪器对流体干扰少、较高的精度与准确率等优点。     

涡扇发动机极值限制保护闭环控制设计

现代高性能涡扇发动机采用分段组合多变量控制计划,以发挥发动机工作在整个飞行包线范围内的气动热力设计潜力。为保证发动机在过渡态工作的安全性,控制系统中必须考虑极值限制保护控制的设计问题。为避免直接限制保护控制引发的不同控制通道切换带来的系统震荡问题,提出1种高回路稳态增益的滞后-超前频域校正间接极值限制保护控制器设计方法,在保证限制回路足够的稳态精度和抗噪声能力的同时,又避免了引入积分环节导致相角裕度损失过大的缺点。通过发动机线性模型和非线性模型的控制系统仿真,验证了所述方法设计限制控制器的有效性。     

某型飞机发动机性能数值模拟研究

航空发动机数字仿真是现代系统仿真和信息科学等领域最新成果在航空发动机上的综合应用。用Fortran77程序建立了某型飞机双轴涡喷发动机的数学模型,对发动机非设计点计算以低压转子物理转速n1=11 212 r/min为控制规律,利用Fortran程序求得发动机在最大状态时的性能参数,并对双轴涡喷发动机的速度特性、高度特性以及节流特性做了简要的分析。计算结果和某型飞机双轴涡喷发动机实际性能数据作比较,在大多数情况下吻合良好。     

带有闭式布雷顿循环的预冷发动机特性研究

为获取带有闭式布雷顿循环的预冷发动机的飞行包线及性能,同时为提高发动机工程实现可行性,本文基于带有闭式布雷顿循环的预冷发动机基础循环及现有部件技术水平,构建了一种适度预冷发动机方案。对该方案下发动机沿着SABRE3飞行轨迹下的性能和部件匹配规律进行了分析。然后通过对发动机的高度、速度、调节特性进行研究,得到了该方案下发动机的飞行包线及整个包线内的性能。计算结果表明,本文所提出的适度预冷方案与SABRE3方案相比,核心机的比冲基本相当,但单位推力有所降低,工程可实现性提高;通过分别控制氦循环最低、最高温度为目标值,可保证发动机各部件在马赫数0~5的整个飞行过程中均处于稳定工作区间内,发动机比冲在1359 s~2099 s之间,地面点单位推力最大,达到1.9 kN/(kg/s);特性研究发现发动机推力与比冲在高度0~15 km、马赫数1~3之间最高,而单位推力最高的区域主要集中在包线的左侧低马赫数区,随马赫数的增加逐渐降低;发动机对氦压气机前温度的调节十分敏感,而对氦涡轮前温度的调节敏感性较低。综合研究表明,本文所给出的适度预冷方案的预冷发动机具有较好的宽域工作能力。     

刷式密封流动传热特性数值方法

开展了刷式密封流动传热特性数值方法研究,分别建立了刷式密封多孔介质、稳态实体与瞬态流固热耦合求解模型,设计搭建了刷式密封泄漏流动特性实验装置,在实验验证数值方法准确性基础上,对比分析了3种数值方法的差异性,研究了刷式密封流动传热特性,揭示了刷式密封的封严与传热机理。研究结果表明:在研究工况下,刷式密封多孔介质、稳态实体、瞬态流固热耦合模型泄漏量计算值与实验值的对比误差分别为9.8%~17.1%、8.1%~10%、6.92%~9.01%。刷式密封多孔介质模型计算速度较快,但需通过实验修正孔隙率,湍流模型对稳态实体模型流动传热特性结果影响较大,瞬态流固热耦合模型考虑了流场、刷丝及摩擦热三者间相互耦合作用,计算精度较高,但所需计算时间较长;同一压比下刷丝束温度从上游至下游逐渐增加,刷丝束最高温度随压比的增加而增大。气流流经刷丝间隙形成的节流效应致使泄漏气流能量耗散是刷式密封封严的主要原因,泄漏气流与刷丝表面间的对流换热是刷式密封摩擦热耗散的主要形式。      

基于多代理模型的航空发动机建模及优化方法

为了进一步提高航空发动机建模及优化方法的性能,本文提出了一种基于多代理模型技术的建模及优化方法。本文首先提出了一种新的代理模型全局误差估计方法,以此建立了新的多代理模型建模方法。然后提出了一种组合模型预测偏差估计方法,以此发展了一种基于多代理模型技术的优化方法。6个不同维度及不同训练集大小的解析测试算例的结果表明,本文所发展的建模方法相较于现有方法精度更高,本文所发展的优化方法相较于经典代理模型优化方法算法收敛性更强。同时变循环发动机稳态性能建模及加速燃油控制规律优化实例表明,本文所发展的方法在处理实际工程问题时,依旧可以表现出良好的算法性能。     

可压缩多介质流动问题的高精度数值模拟方法

在可压缩流动问题的数值模拟领域,激波的高分辨率计算已取得重要进展.但是包含物质界面的可压缩多介质流动的数值模拟还存在诸多数值挑战,主要表现为界面处数值耗散过大和非物理振荡等问题.界面处流体性质的不连续性是造成可压缩多介质流动问题物理建模与数值方法困难的主要原因.为了建立一套高效的可压缩多介质流动问题的高精度数值模拟方案...