复杂型面固体装药结构的快速建模技术

高质量的有限元网格是保证计算精度的前提和基础。固体装药结构型面极其复杂,这给有限元的离散带来了很大的困难,为此需要开展快速建模技术研究。快速建模思想是针对固体装药结构具有循环对称的特点,基于CAE软件,对于其中子结构将其分割成具有单一几何拓扑型式的组合体,方便地实现拉伸、映射或者扫掠操作,获得精度较高的结构化网格。针对某一典型星形内孔固体装药结构,详细阐述了快速建模的核心技术,数值模拟了固化降温过程中固体装药结构的应力应变场特征。快速建模技术对于其他类似的固体装药结构有限元离散具有很好的借鉴和参考价值。     

含滚动轴承的同向和反向旋转双转子系统动力学响应

以双转子航空发动机为研究对象,建立了航空发动机双转子-滚动轴承-机匣耦合动力学模型.模型中考虑了低压转子与高压转子的中介轴承耦合作用,滚动轴承模型中考虑了滚动轴承间隙、非线性赫兹接触力以及变柔性VC(varying compliance)振动等因素.利用仿真模型,进行了同向和反向旋转双转子系统的拍振响应分析,结果表明当高低压转子的转速差较小时,双转子系统的拍振响应明显.同时研究了同转和反转双转子系统轴心轨迹响应的差异,研究表明反向旋转双转子系统的轴心轨迹会形成“花瓣”状.最后,利用双转子试验器验证了仿真结果的正确性,进一步验证本文所建模型的正确性.      

一种适合于旋翼前飞非定常流场计算的新型运动嵌套网格方法

针对旋翼流场计算中关键的运动嵌套网格技术,提出了一个新的网格单元关系快速判断方法。该方法通过计算特殊网格点在背景网格上的位置来建立桨叶网格在背景网格中所占据范围的关系,并用于嵌套网格洞单元的识别,又进一步将该方法推广用于Inverse Map的建立,在此基础上,建立了一套用于前飞流场计算的运动嵌套方法。通过多种前飞旋翼测试算例,分别评估了背景网格、桨叶网格尺寸改变对计算时间的影响,同时验证了该方法的可靠性,结果表明构建网格嵌套关系所用时间随桨叶网格和背景网格尺寸的变化幅度较小,且具有良好的鲁棒性,能够满足旋翼前飞状态计算的需要。最后,在基于前飞非定常N-S/Euler流场求解器中,采用该方法模拟了UH-60A和7A旋翼悬停/前飞状态的气动特性,通过计算时间的对比体现出该方法的高效性,并且流场计算结果与试验数据对比表明该方法可以有效地用于旋翼前飞非定常流场的计算。     

跨声风扇周向畸变流动的谐波平衡法计算

研究了采用"相位延迟"边界条件的谐波平衡法用于周向进气畸变计算的可行性及其计算效率,考虑了进气总压畸变形式为正弦波和方波的两种情况。对于正弦波形式的进气总压畸变采用较少阶数的谐波计算就可得到和双时间推进法相近的计算结果,计算速度最大可以提高48倍。对于方波形式的进气畸变,则需要采用更多阶数的谐波计算才能还原得到较准确的非定常流场,计算速度提高了7倍。算例表明,谐波平衡法可以有效的应用于跨声风扇周向进气畸变的非定常计算中,同时大幅提高计算速度。     

小型水平轴风力机叶轮流场的数值模拟

应用基于Betz理论的工程算法设计了600W和2kW的水平轴风力机,并采用CFD软件Fluent对风力机叶轮的流场进行了数值模拟,得到的风力机功率与风洞试验结果吻合良好,说明LES湍流模型和自适应网格在小型水平轴风力机的数值模拟中的精确度较高.数值模拟同时显示了风力机流场的压力分布,对叶片的流动分离进行了分析讨论.     

稀薄过渡流区横向喷流干扰效应数值模拟研究

为了准确预测稀薄过渡流区横向喷流与稀薄大气的干扰流动特征,本文在建立直角与表面非结构网格混合结构的DSMC数值算法以及碰撞网格自适应算法基础上,提出基于MPI的静态随机负载平衡技术,构建了DSMC并行计算代码。计算的不同压力比条件下三维平板模型横向喷流与稀薄大气干扰的分离长度与低密度风洞试验有较好的一致性,验证了本文算法的可靠性。开展了细长钝双锥外形高超声速稀薄来流与超声速/高超声速横向喷流干扰效应的研究,计算分析了不同飞行高度、不同飞行速度、不同飞行攻角、不同喷流推力下复杂流场结构和对气动力特性的影响规律。考察了RCS喷管出口参数不同(均匀/非均匀)对喷口附近分离涡和分离长度的影响。     

基于混合RANS/LES方法与FW-H方程的气动声学计算研究

在气动噪声的数值计算过程中,非定常流动的求解精度对声学计算结果有着重要的影响.以机体噪声计算的标准算例双圆柱绕流气动噪声问题为研究对象,采用基于非线性k-ε湍流模型的限制数值尺度(LNS)方法对双圆柱绕流进行了数值模拟,将计算得到的气动特性和流动特征与相应的试验结果进行了对比分析.为了求解远场观测点处的气动噪声,在精确求解双圆柱绕流流动的基础上结合基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的声类比方法进行数值计算,并通过圆柱体的展向相关性对计算结果进行了修正,将得到的最终结果与相应的声学试验结果进行了对比,两者吻合良好,表明该数值方法是准确、可靠的.     

基于RBF和PSO的双喉道气动矢量喷管优化设计

本文探索了一种能多变量综合优化的方法,即对喷管进行参数化设计后,用均匀试验设计(UED)将试验样本均匀散布在设计区间内,求出各性能参数后,利用径向基神经网络(RBF)对试验样本进行拟合,再用粒子群算法(PSO)对训练好的神经网络进行寻优,找出了更好的双喉道气动矢量喷管设计参数组合.数值模拟结果显示,优化后的双喉道气动矢量喷管的矢量角有了明显提高.试验表明这种优化方法具有很好的优化能力,可以用来对喷管几何外形进行参数优化.     

双燃烧室冲压发动机直连式实验与数值仿真

通过直连式实验和数值仿真,对双燃烧室冲压发动机的流场结构和性能进行了研究.数值仿真采用了半全局多步化学反应机理,计算的压力分布和实验结果基本一致,计算结果表明:中心高温富油燃气与边区空气在混合层内快速反应,热力喉道出现在约0.9m处,出口处的燃烧效率达到了较高水平.提出了结合直连式实验和数值计算的性能估算方法,结果表明:双燃烧室发动机在马赫数为4,高度为17km状态时具有较高的性能,当燃油当量比为0.9时,发动机内推力为8.3kN,内推力比冲为12.29kN·s/kg,更高的燃油当量比将导致超燃进气道不起动.      

增强型双喉道射流推力矢量喷管的流动特性试验

对一种增强型双喉道射流推力矢量喷管开展了内部流动特性的试验研究,获得了其在不同次流压比状态下的内流结构和沿程静压分布.试验结果显示:在基准双喉道矢量喷管尾部附加扩张段后,能够以2.8%的次流消耗率获得超过20°的平均气流偏角,这表明通过附加扩张段来增加喷管矢量角的设计概念是可行的.在凹腔内,增强型双喉道射流推力矢量喷管的静压分布规律与基准双喉道矢量喷管一致,但在附加的扩张段内,下壁面的压强要明显高于上壁面,这正是其推力矢量角得到显著增大的原因.随着次流压比的增加,喷管获得的推力矢量角单调增加,但是喷管附加扩张段的矢量增强效果基本维持不变.