RBFs-MSA Hybrid Method for Mesh Deformation

Simulating unsteady flow phenomena involving moving boundaries is a challenging task,one key requirement of which is a reliable and fast algorithm to deform the computational mesh.Radial basis functions(RBFs) interpolation is a very simple and robust method to deform the mesh.However,the number of operations and the requirement of memory storage will be increased rapidly as the number of grid nodes increases,which limits the application of RBFs to three-dimensional(3D) moving mesh.Moving submesh approach(MSA) is an efficient method,but its robustness depends on the method used to deform the background mesh.A hybrid method which combines the benefits of MSA and RBFs interpolation,which is called RBFs-MSA,has been presented.This hybrid method is proved to be robust and efficient via several numerical examples.From the aspect of the quality of deforming meshes,this hybrid method is comparable with the RBFs interpolation;from the aspect of computing efficiency,one test case shows that RBFs-MSA is about two orders of magnitude faster than RBFs interpolation.For these benefits of RBFs-MSA,the new method is suitable for unsteady flow simulation which refers to boundaries movement.     

低雷诺数下翼面局部振动增升机理研究

采用计算流体力学(CFD)方法研究低雷诺数下翼面局部振动对翼型气动特性及其流动特征的影响规律。建立局部振动激励的力学模型,并采用任意拉格朗日-欧拉坐标系下的特征线有限元(ALE-CBS)方法对局部振动激励下翼型绕流问题进行模拟,分析局部振动对非定常流动演化的影响规律,揭示其增升机理。研究结果表明:翼面局部变形的增加会有效降低翼型上表面的前缘压力;非定常流动分离中旋涡之间的距离及其演化频率与振动频率的关系是影响翼型翼面局部振动增升效果的重要因素。当流场主频率与振动频率相同,次要频率为主频率的2倍,即发生锁频时,翼面振动产生的移动分离泡能够使分离区从主流获取更多的能量,使翼型上表面保持较低的压力,有效提高翼型升力。     

纳秒脉冲等离子体气动激励数值仿真

从纳秒脉冲等离子体气动激励对流场的作用机理出发,将其对流场的作用等效为热源对流场的快速加热,建立了纳秒脉冲等离子体气动激励的空气动力学模型.应用模型计算了单次纳秒脉冲等离子体气动激励下静止流场的响应,计算结果表明:纳秒脉冲等离子体气动激励可在静止流场中形成一个高温升压升区(716K,225.95kPa)和一个低温升压升区(380K,131.7kPa),分别可诱导一强一弱两道压缩波,压缩波后各有一道稀疏波.压缩波与稀疏波同速向外传播,传播速度开始较大(大于400m/s),随着逐渐向外传播,其传播速度逐渐减小(357m/s).压缩波经过的区域可诱导局部速度,初期诱导的局部速度较大,在激励器切向和法向可诱导60m/s以上的局部速度,随着压缩波的衰减,诱导局部速度的能力减弱,最大可诱导10m/s左右的局部速度.      

基于三维非结构网格的连续伴随优化方法

基于非结构网格,采用Euler方程、连续伴随方法以及自由形面变形技术(Free-form deformation,FFD)结合序列二次规划(Sequential quadratic programming,SQP)优化算法,开发出了三维飞行器的气动外形优化代码。应用Fortran 90语言,动态存储数组和指针,节省了内存。采用Roe形式的二阶迎风格式和LU-SGS隐式时间离散格式求解连续伴随方程,同时采用一种新的参数化坐标求解方法,使得FFD技术更加鲁棒。和有限差分方法求得的梯度进行比较,验证了连续伴随方法所求梯度的正确性,实现了ONERA M6机翼的减阻优化,证明本文开发的优化代码能够实现三维气动外形的减阻优化。     

工程构件疲劳寿命估算的三维临界域法

临界域法将缺口附近区域中某点、线或面上的应力特征值作为材料失效的判断条件,能较合理地解释缺口效应现象,因此被认为是一类具有工程应用前景的缺口件疲劳寿命估算方法。本文首先结合三维工程结构的实际特点,详细阐述了适用于三维结构的应力场强法和临界距离法,对其中若干参数进行了准确定义和描述。然后,本文分别使用这两种方法和名义应力法对某型航空发动机轮盘进行了疲劳寿命估算。结果表明,本文给出的适用于三维结构的应力场强法、临界距离法能很好地预测航空发动机轮盘的疲劳寿命;而且相比于名义应力法,预测效果更好。     

火焰筒结构局部热屈曲分析方法

根据局部热屈曲的失效机理,考虑局部温度和压应力水平两个热屈曲主要因素,从以应力函数和挠度函数为变量的受热板控制方程出发,推导出薄壁结构热屈曲失稳边界的判据表达式.依据确定的热载荷和设计的压力载荷,确定火焰筒结构的局部热屈曲危险部位,并将子模型技术引入到热屈曲分析中,确定危险部位的临界温度和临界压应力,以此对火焰筒结构进行局部热屈曲判别.通过工程实例的初步验证,计算与试验结果吻合良好,对火焰筒结构设计具有重要的工程应用价值.     

受地效影响飞机起飞着陆运动模型的参数辨识

利用基于最小模型误差法和线性不连续跳跃多重打靶法建立的非线性辨识法，辨识了飞机起飞着陆过程的非线性动态模型。对于包含复杂非线性项的动态系统，本方法可以从实际试验测量的系统非线性数据，确定飞机处于地面效应影响运动过程的系统模型，而不需要预先详细描述系统的非线性形式。算例表明该方法对于原始近似动态系统的状态估计是足够精确的。     

无线电陆空通话英语特点与教学策略

英语作为世界范围内使用最广泛的语言,在各国的航空活动中得到了普遍应用。民航无线电陆空通话英语（简称陆空通话）是按照国际民航组织（ICAO）《无线电通话手册》和《中国民用航空无线电通话手册》为依据而制定的,它是一门特殊的行业英语,是半人造语言。无线电陆空通话英语的语音具有高度清晰性,词汇具有专业性和单一意旨性,句子具有祈使性和省略性的特点。针对这些特点,提出了相应的教学策略：即语境教学法与听说教学法的融合。     

局部规则涂层对气冷叶片测温影响的数值研究

为研究微细热电偶测温安装涂层对其测量精度的影响机理,基于气固耦合传热(CHT)方法,建立了接近真实气膜冷却叶片的三维模型,选择SST(shear stress transport) γ -θ湍流模型,对未喷涂氧化铝涂层与在叶片吸力面前缘、压力面前缘、压力面尾缘处喷涂氧化铝涂层后的气冷叶片表面温度进行数值研究。无涂层工况的数值计算结果与实验结果误差控制在5%以下,验证了数值方法的有效性。研究结果表明:涂层对近壁面燃气的流动特性产生显著影响;三种有涂层工况的数值计算结果表明,压力面前缘处比吸力面前缘处温差波幅小,且比压力面尾缘处测温误差降低35.5%;在压力面及吸力面前缘处,最佳测温区域为涂层中部至下端之间的部位,而在压力面尾缘处,最佳测温区域尽量选择靠近涂层上端部位。      

通用航空产业发展途径探讨

通用航空由于应用范围广且对经济有较强的拉动作用,受到了各级政府部门的重视,国家的＂十二五＂规划已经将其列为国家的战略新兴产业。针对我国通用航空发展极度落后的现状,分析了制约通用航空产业发展的主要因素,包括空域管制、通用航空法律法规不健全、专业人才短缺以及航空保障设施落后等,探讨了通用航空产业的发展途径,提出了加强宣传、政府主导、专业人才培养等一些有价值的建议。