形状记忆合金在飞行器进气道中的应用研究进展

进气道作为发动机上游的重要气动部件,其性能对整个飞行器的工作效率和运行能力都有着重要影响。本文首先详细阐述了进气道的几何调节需求,指出了传统机械调节方案存在的不足以及形状记忆合金在可调进气道中诱人的应用前景,而后简单介绍了形状记忆合金的基本特性和典型航空应用进展。最后,总结了形状记忆合金在飞行器进气道中的应用情况,重点介绍了美国SAMPSON计划在智能进气道领域所取得的成果。     

非定常欠膨胀射流的间断有限元模拟

采用间断有限元方法对非定常欠膨胀射流进行了数值模拟,将二维守恒方程的间断有限元方法发展到轴对称Euler方程,对欠膨胀射流问题进行了数值计算。计算结果表明,采用间断有限元方法能够有效地捕捉到包括激波、滑移线、涡环和多级马赫盘等复杂流场结构,与实验照片反映的流动特征吻合较好。此外,两个马赫盘的位置与其他数值结果和实验测量结果吻合很好,表明该方法具有很好的鲁棒性,对非定常欠膨胀燃气射流的数值模拟是有效的。     

改进的CFD/CSD耦合系统设计方法及其计算

论述了界面上的数据交换方法和时间推进格式在流体动力学（CFD）和结构动力学（CSD）耦合求解非线性气动弹性问题中的关键作用;改进了CFD／CSD耦合系统．包括基于边界元方法设计了CFD和CSD耦合界面的数据转换方法,该方法可在同一映射矩阵处理结构响应和非定常气动载荷转换,保证了耦合边界上的能量守恒;改进了一种松耦合方法流程,在保持模块化基础上提高了计算精度和效率。最后将本文方法应用于二维位移外插算例和A—GARD445．6机翼的动响应分析中,结果表明本文方法具有较高精度。     

高速气流吹袭防护气动特性的数值模拟

应用CFD方法研究了配备高速气流吹袭防护装置的人椅系统的气动特性。空间离散采用Osher逆风格式,紊流模型采用基于Spalart—Allmaras一方程的DES方法,在马赫数为0．6和1．2;迎角-10～30°;侧滑角为0°和15°范围内的粘性大分离流;以及来流马赫数为0．8和1．6;迎角5～30°;侧滑角为0,-20和-50°条件下,对有无防护装置的人椅系统气动特性进行了数值模拟。计算结果与试验结果吻合较好,高速气流吹袭防护装置在高速弹射过程中有效地保护了人体。     

格子玻尔兹曼和气体动理学通量算法及其应用进展

采用守恒律方程求解流体流动问题时,单元界面通量的计算尤为关键,该过程也被称为通量重构。由于离散控制方程的物理量定义在解点上,如何利用解点上的值来计算单元界面的通量,是计算流体力学最为关心的问题之一。针对该问题的研究已发展了各式各样的计算格式,例如完全基于数学重构的差分近似、基于部分物理重构的黎曼通量求解器以及近年发展起来的基于完全物理重构的气体动理学格式、格子Boltzmann通量算法和气体动理学通量算法。本文首先对几种典型的通量重构算法进展进行回顾和分析;然后着重介绍格子玻尔兹曼通量算法和气体动理学通量算法的研究进展及其相关应用;最后就该类算法存在的挑战和可能的研究方向进行展望。     

基于闭环控制的带翼导弹虚拟飞行数值模拟

通过耦合求解非定常Navier-Stokes方程、刚体六自由度（6DOF）运动方程及舵偏控制律,发展了一套虚拟飞行数值模拟平台,对基本带翼导弹外形进行了虚拟飞行数值模拟研究。流场求解采用基于结构网格的有限体积法,时间推进采用双时间步法,使用刚性重叠动网格技术模拟舵与弹身的相对运动,采用四阶Runger-Kutta方法求解运动方程组,舵偏控制律采用基于比例-积分-微分（PID）的反馈控制。模拟结果表明：发展的虚拟飞行数值模拟平台能够处理包含复杂运动边界的非定常运动问题,可以为非定常气动力建模提供数据、预示飞行器稳定性及检验飞行控制律,该模拟平台具备一定的工程应用价值。     

基于工程环境的气动多目标优化设计平台研究

工程环境中,飞机气动力设计面临在多个目标和多种约束条件下寻找最优值,需在较短时限内完成设计优化,并保证最终方案可靠。基于高性能计算环境,采用现代计算流体力学(CFD)数值模拟技术和优化技术等构建了面向实际工程的飞行器气动多目标优化设计平台:采用基于非均匀有理B样条(NURBS)方法的自由曲面变形技术,实现对工程复杂气动外形的参数化表达;采用网格变形技术,实现优化过程中计算网格的自动更新;采用基于有限体积方法和多块结构网格的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程并行解算器进行气动力求解;采用基于精英保留策略的非支配排序的多目标遗传算法(NSGA-II)进行多目标全局优化求解;采用非线性单纯形算法进行局部优化求解,优化过程中,通过人工调整优化种群,引入人工经验,构建"人在回路"的设计流程。以某翼型/机翼气动力优化设计为例对该平台技术进行验证:多目标优化设计可得到清晰的Pareto前沿解分布;优化后的翼型/机翼在满足各项约束的前提下,具备更高的综合气动性能。结果表明:所发展的气动多目标优化设计平台具有很好的工程适用性。     

地外天体起飞羽流导流气动力效应仿真

探测器自地外天体采样返回过程中,发动机羽流作用于起飞平台后返流至起飞器表面,产生气动力效应及干扰力矩。针对圆锥形羽流导流结构,利用计算流体力学/直接模拟蒙特卡罗（CFD/DSMC）耦合方法,对起飞器距离起飞平台200~700 mm,偏转角度0°~5°范围内的羽流导流气动力效应进行了仿真计算。计算结果表明,随着上升距离增加和偏转角度增大,起飞器受到的力矩出现了反向增加现象,严重影响起飞稳定。研究发现,上述现象产生的主要原因为偏转角度增加时,起飞器距离起飞平台较远一侧的羽流与起飞平台作用点由圆锥导流结构逐渐偏移至平面位置,导致羽流作用于起飞平台后的流动方向由贴近起飞平台向侧面流动急剧转变为反弹至起飞器底面方向流动,从而使远离起飞平台的一侧所受力矩高于靠近起飞平台一侧,产生反向力矩。      

超声激励薄液膜Faraday波形成机理

针对35 kHz超声激励薄液膜形成的Faraday波,采用实验和有限元仿真,对Faraday波的形成机理进行探究。建立超声激励下的两相流计算模型,采用计算流体力学（CFD）方法对Faraday波的形成过程进行有限元仿真,通过分析相图和流线图,探讨Faraday波的形成机理,得到Faraday波的振动频率约为超声激励频率的1/2。液体惯性的存在,导致超声激励与液体表面波存在不断变化的相位差,相位差变化周期约等于2个超声激励周期。通过35 kHz超声激励薄液膜实验,在薄液膜表面观察到排列整齐的Faraday波图案,通过测量Faraday波的波长,得出实验获得的Faraday波频率约为超声激励频率的1/2,与有限元仿真结果一致。      

基于CFD的10 cm氙离子推力器阳极推进剂供给方式优化

离子推力器阳极推进剂在放电室内的浓度分布及其变化梯度的设计是放电室放电模式可靠性设计的关键技术之一,直接影响到放电室内推进剂的电离效率及放电稳定性。针对航天器在轨多目标飞行任务对10 cm氙离子推力器的应用需求,为提高10 cm氙离子推力器放电室空腔内阳极推进剂供给的均匀性,实现推进剂利用率的有效提升,运用计算流体动力学（CFD）理论,建立了包括阳极推进剂、进气管和分配环在内的CFD阳极环模型,研究了未发生气体放电情况下,不同供给方式时阳极环内阳极推进剂的压强与流速变化情况。在此基础上,分析了阳极推进剂供给方式对10 cm氙离子推力器放电室空腔内阳极推进剂分布特性的影响作用关系。将优化前后的阳极环在10 cm氙离子推力器中进行了性能对比,结果表明:优化后阳极推进剂电离损耗由277.9 W/A降至241.2 W/A,放电室阳极推进剂利用率由91.7%提升至98.4%,验证了CFD计算结果的正确性与方法的可行性。研究结果为离子推力器放电室拓扑结构设计与优化提供了方法。