Thermal damage analysis of aircraft composite laminate suffered from lightning swept stroke and arc propagation

Lightning strike is a complicated process involving multi-field coupling. In order to investigate the thermal damage mechanism of carbon fiber reinforced composites subject to lightning swept stroke, a complete numerical method is presented. Numerical model of lightning discharge is established based on Magneto Hydro Dynamics (MHD) and calculated by FLUENT secondary development technology. Considering aerodynamic flow effect, channel formation and evolution process during lightning discharge is analyzed for lightning current waveform A. Thermal-electric Coupling model is presented according to Radial Basis Function (RBF) interpolation theory, which is implemented by compiling program to make lightning current and heat energy inject into composite laminate. Consequently, damage mechanism of composite laminate under lightning swept stroke is studied based on the coupled numerical model and element deletion method. Ablation damage morphology of composite laminate is analyzed to understand plasma expansion and reattachment in arc root. The results show that aerodynamic flow makes the lightning channel move fast and composite laminate is deteriorated due to thermal damage.     

叉排扰流柱排列参数对旋转矩形通道对流换热特性的影响

本文用实验的方法研究了叉排扰流柱阵列的排列参数对旋转矩形通道对流换热特性的影响。实验共采用了6个模型,扰流柱的排列参数S_n/d的取值为5.0,6.5和8.0,S_p/S_n为1.2,1.6和2.0,其中d为扰流柱的直径,S_n为扰流柱横向间距,S_p为2倍的纵向间距。结果表明,在实验范围内,纵向排列参数S_p/S_n的取值介于1.2和1.6之间为好;扰流柱横向排列参数S_n/d=5,即最密时,最有利于换热,但应综合考虑其引起的流阻损失。      

弧形翼-身组合体空气动力特性的数值模拟研究

利用高精度ＴＶＤ格式成功地完成了标准ＴＴＣＰ弧形翼－身组合体在马赫数为０．８～２．３６的湍流流场计算,通过对翼表面压力的积分求得自诱导转动力矩,与相应的风洞实验数据基本一致。流场的计算结果显示：自诱导转动力矩的变化主要是由于翼前缘和翼后半部分产生的法向力的差异造成的。最后进行了不同翼形参数的弧形翼－身组合体湍流流场计算,发现翼前缘削尖角角度增大和翼弦长增大,使总法向力增大。     

轴流压气机掠形前缘激波动力学效应的模型分析

借助三维激波曲面的一种分析模型,对于高负荷轴流压气机掠形转子叶片所能造就的前缘空间激波曲面,进行了构造特点和近波前波后流动参数分布的计算。着重讨论了前缘曲线的相对前掠和后掠对前缘激波后流动的影响,对于掠形叶片到底产生什么功效这个问题的一个方面,给出了一种模型化的细致分析。其中定量显示了存在着展向与周向掺混的激波掺混源这个设想的合理性。     

STUDY OF SWEPT SHOCK WAVE AND BOUNDARY LAYER INTERACTIONS

Ｔｈｅｉｎｔｅｎｓｉｖｅｒｅｓｅａｒｃｈｏｎｔｈｅｓｕｂｊｅｃｔｏｆｓｗｅｐｔｓｈｏｃｋｗａｖｅ／ｔｕｒｂｕｌｅｎｔｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎｓｈａｓｂｅｅｎｃｏｎｄｕｃｔｅｄａｎｄｓｕｐｐｏｒｔｅｄｆｏｒｍａｎｙｙｅａｒｓｂ...     

基于自适应带通滤波的航天器正弦扫频试验数据处理方法

为解决传统STFT(Short Time Fourier Transform)方法因非同步采样引起频谱泄漏,造成频域曲线幅值降低,产生较大误差的问题,提出一种基于频域带通滤波的数据处理方法,通过在频域逐次移动带通滤波器的中心频率,获得信号中各个频率分量幅值的最大值。利用该方法对某载人航天器搭载的力学参数测量系统在整器正弦振动试验中采集的数据进行频谱分析,结果表明,该方法可有效获取力学参数测量系统各测点的频率幅值曲线,减少传统STFT方法产生的能量泄漏的影响。研究成果也可用于不依赖振动控制仪或无COLA通道的数据采集系统正弦振动试验的数据处理。     

跨声速轴流压气机转子弯掠控制机理

以1.5级跨声速轴流压气机为研究对象,采用三维数值模拟方法研究弯掠叶片技术对压气机不同工况的控制机理.结果表明:设计转速时前掠与反弯的组合弯掠优于前掠与正弯的组合弯掠,而部分转速时正好相反,这是因为不同弯掠方案对跨声速压气机不同工况的控制机理不同.设计转速时弯掠叶片改变叶顶激波强度和位置以及叶顶间隙泄漏涡强度,并改变叶片表面展向“C”型压力分布,三者共同作用从而提高设计转速时压气机的喘振裕度,但也造成设计转速效率下降;而部分转速时,压气机流场中的激波消失,弯掠叶片改变叶顶吸力面逆压力梯度和增强展向“C”型压力分布,两者共同作用使压气机的稳定性提高,但效率也会下降.      

结构/非结构混合网格数值模拟栅格翼

为了详细了解栅格翼内部的流动特性,设计满足飞行器性能要求的栅格翼,本文开展了多种不同单栅格外形的气动特性数值计算,对单个栅格的外形进行了初步选型研究;然后采用结构网格、结构与非结构混合网格求解NS方程,对带有两片栅格翼的导弹进行了数值模拟,结构网格计算结果与结构非结构混合网格计算结果一致,并与国外文献的计算结果和风洞试验结果进行了对比,三者的结果吻合较好.采用混合网格比结构网格的网格规模小许多,可以节省大量计算机内存和计算时间,是一种比较好的栅格翼数值模拟方法.     

应用GAO-YONG湍流模式数值模拟三维激波/湍流边界层干扰

应用GAO-YONG可压缩湍流模式数值模拟了三维激波/湍流边界层干扰算例之一——单鳍流动.攻角20°,来流马赫数2.93,雷诺数9.8×105.对流项和扩散项分别采用Roe格式和二阶中心差分格式计算.Runge-Kutta显示时间推进方法求解了半离散的控制方程.包括壁面压力分布,边界层内流动偏移角等在内的计算值与试验数据进行了比较.准确地预测出了三维激波/湍流边界层干扰流场的主要流动特性——λ波结构,主分离涡核,膨胀区,滑移线等.计算与Alvi等提出的单鳍流动的理论模型符合很好,得到了平板表面压力以及分离线、再附线等在单鳍流动中所独有的半圆锥特性.      

叶片弯掠对压气机静子叶片气动性能影响的三维数值模拟

运用NUMECA对某内外涵组合压气机进行数值模拟,为了减小内涵静子表面流动分离,提高其气动性能,在对其设计改型过程中,先后采用了直叶片、根部后掠和根部后掠尖部前掠三种叶型,数值模拟结果表明,弯掠叶型能减弱根尖部低能流体的堆积,抑制端壁角区的气流分离,使根尖部流动得到改善,从而提高其整体性能.此外,还考察了稠度对叶栅气动性能的影响,结果表明,合理的稠度选择,可以改善叶栅的流场结构,降低叶栅二次流损失.