A CFD-based numerical virtual flight simulator and its application in control law design of a maneuverable missile model

A CFD-based Numerical Virtual Flight (NVF) simulator is presented, which integrates an unsteady flow solver on moving hybrid grids, a Rigid-Body Dynamics (RBD) solver and a module of the Flight Control System (FCS). A technique of dynamic hybrid grids is developed to control the active control surfaces with body morphing, with a technique of parallel unstructured dynamic overlapping grids generating proper moving grids over the deflecting control surfaces (e.g. the afterbody rudders of a missile). For the flow/kinematic coupled problems, the 6 Degree-Of-Freedom (DOF) equations are solved by an explicit or implicit method coupled with the URANS CFD solver. The module of the control law is explicitly coupled into the NVF simulator and then improved by the simulation of the pitching maneuver process of a maneuverable missile model. A nonlinear dynamic inversion method is then implemented to design the control law for the pitching process of the maneuverable missile model. Simulations and analysis of the pitching maneuver process are carried out by the NVF simulator to improve the flight control law. Higher control response performance is obtained by adjusting the gain factors and adding an integrator into the control loop.     

带CDFS的核心机过渡态数值模拟方法研究

针对带核心驱动风扇级(CDFS)的核心机过渡态数值模拟获得的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果不一致的问题,进行了原因解析和模型改进。通过分析影响CDFS加、减速工作线的主要因素,发现引起该问题的原因,是外涵放气系统节流位置随核心机状态改变,容腔容积偏离了物理容积。在分析容腔效应原理的基础上,提出以虚拟容积代替物理容积计算CDFS工作线的方法,并对模型进行了改进。改进后的模拟结果表明:采用虚拟容积计算的CDFS加、减速工作线趋势与试验结果一致,可满足带CDFS的核心机过渡态数值模拟要求。     

航空管路补偿器耐久性计算方法对比分析

本文研究了管路补偿器补偿位移疲劳寿命和耐久振动寿命的有限元分析计算方法。通过对某型管路补偿器有限元仿真计算结果和传统工程计算法计算的结果进行对比分析,研究管路补偿器补偿位移疲劳寿命的有限元计算方法,探索耐久振动寿命的有限元计算流程,并将结果同试验数据对比,以验证其设计方法的计算精度。结果表明,补偿位移的疲劳寿命有限元法的计算精度优于工程设计法;耐久振动寿命有限元法能够给出确定的振动应力分布情况,并预测出耐久振动寿命时间,工程设计法仅能计算出管路补偿器的自振频率,不能明确振动应力和寿命。     

用于BVI噪声试验的新型涡发生器设计与分析

针对直升机特有的旋翼桨/涡干扰(Blade vortex interaction,BVI)噪声计算精度低且试验数据缺乏问题,也为了开展旋翼气动噪声特性分离方法的验证试验研究,本文设计了一种能够用于BVI噪声试验的新型多段翼型组合式涡发生器。首先通过CATIA软件建立涡发生器出口端翼型段在不同迎角下的试验模型,再使用FLUENT软件建立涡发生器的流场仿真计算模型,比较分析了不同翼型段迎角下的涡流流场。随后用粒子图像测速法(Particle image velocimetry,PIV)技术系统测量了不同翼型段迎角、距离涡发生器出口端的长度及流速等参数变化下的涡流流场,对不同试验状态下的涡核、涡强等参数进行了对比分析。针对涡量偏弱的缺点,对传统单级涡发生器进行了改进,设计研发了双级涡发生段。试验证明其能产生更强且稳定的涡,为BVI噪声试验提供了模拟的桨尖涡,试验结果表明了涡发生器的有效性。     

陶瓷基复合材料基体裂纹偏转能量释放率研究

采用虚裂纹闭合技术(VCCT)计算了基体裂纹在界面处不同传播路径的能量释放率,并结合基于能量释放率的裂纹偏转准则对陶瓷基复合材料基体裂纹偏转进行了研究.计算了弹性错配参数α和β、基体裂纹扩展长度a、基体裂纹相对扩展长度ad/ap对裂纹偏转的影响,并将VCCT计算结果与积分法的计算结果进行比较.结果表明:VCCT能够准确计算基体裂纹扩展时的能量释放率,计算结果可为研究陶瓷基复合材料失效机制提供一定参考.      

复合材料板冲击损伤及剩余拉伸强度试验

T300/BMP316是一种很有应用前景的航空航天结构复合材料,对两种不同铺层参数的T300/BMP316复合材料层合板进行了冲击损伤及剩余拉伸强度试验.结果表明,不同铺层参数对层合板冲击损伤投影图形的长轴方向有一定的影响,但对冲击损伤投影面积大小几乎没有影响,层合板的剩余拉伸强度与冲击损伤投影面积的大小没有直接关系.      

柔性扑翼微型飞行器升力和推力机理的风洞试验和飞行试验

为探讨柔性扑翼微型飞行器产生升力和推力的机理,在研究考虑柔性大变形扑翼气动力计算方法基础上,利用南京航空航天大学低速风洞进行了不同扑动频率、迎角、速度下微型扑翼升力、推力的变化和动态流场显示等风洞实验,并与计算结果进行了比较分析,为微型扑翼机的设计提供了的参考依据.自行研制的微型柔性结构扑翼机成功地进行了飞行试验.      

某型飞机铸铝A356合金的断口分析

进行了A356合金标准试样的常规拉伸试验、断裂韧度测试实验,得到了拉伸试样应力-应变曲线,通过KYKY-1000B扫描电子显微镜观察断口形貌,对拉伸试样断口、断裂韧度测试断口进行了分析。     

基于变马赫数的五孔探针三维插值方法

探讨了五孔探针气动数据的插值方法,为提高插值精度,开发了基于传统线性插值法的三维线性插值法。该方法把同一探针在不同马赫数下的校准图形成三维数据库,将实验数据通过三维图进行插值。并使用改进前后的两种插值方法分别对校准风洞测得的数据进行整理,对比结果证明:在实验工况连续变化的情况下,三维线性插值法在插值精度上要优于传统线性插值法。特别是在来流马赫数变化较大时,该方法可以改善单一校准文件处理造成的数据精度问题,可用于自动化流场采集系统,为流场高速高精度采集奠定基础。     

海上小井眼脉冲空化射流发生器射流特性室内试验研究

为了经济地开发海上边际油气资源,将小井眼单通道井井身结构及水力脉冲空化射流提速技术相结合研制出了小尺寸(外径为120mm)水力脉冲空化射流发生器,并采用室内试验研究了其射流特性。分析了其在不同排量下的出口压力脉动频率、入出口压力脉动振幅、工具压耗等参数和自激振荡喷嘴的射流特性。研究表明,出口压力脉动频率与排量呈线性增大关系,入口及出口压力脉动振幅随排量增大而呈增大趋势,工具压耗与排量呈2次增大关系,自激振荡喷嘴能够产生负压和空化效应。