非结构变形网格和离散几何守恒律

数值模拟流固耦合问题或多体分离问题的非定常流动时,常采用基于任意拉格朗日-欧拉（ALE）方程的有限体积法,涉及到变形网格和离散几何守恒律。在对变形网格算法进行综述时,按照构造思想分为物理比拟、椭圆光顺、插值、运动子网格（MSA）及其混合法共5类,分别介绍了基本原理、研究现状和适用范围,通过算例比较表明,径向基函数（RBFs）和运动子网格相结合的混合方法既有很好的变形能力,也有较高的计算效率,值得进一步发展和推广。在介绍了离散几何守恒律（DGCL）概念之后,采用二维几何模型进行分析,指出其机理是离散过程中体积增量与网格面元扫过的体积不相等造成的,把目前国内外应用的算法分为面积修正法、给定速度的面积修正法、速度修正法和体积修正法共4类,对其应用范围和存在的问题进行讨论,认为提出的体积修正算法既可以保证流固界面条件,也可以用于时间多层格式。     

PID控制器与CFD的耦合模拟技术研究及应用

飞行控制系统（FCS）与计算流体力学（CFD）的耦合求解是一个崭新的研究领域。传统的飞行控制系统的工程仿真方法依靠气动力模型或气动力数据库得到不同飞行姿态的气动力;而当前方法通过耦合求解Navier-Stokes方程和刚体动力学方程（RBD）以获取飞行器运动过程实时流场和非定常气动力。由于充分反映了气动力的非定常、非线性效应,因而从根本上保证了飞行控制系统仿真的精度。以方形截面导弹俯仰姿态控制为例,首先给出了系统的传递函数,并基于系统在单位阶跃舵偏操纵下的开环响应特性,提出了传递函数的修正方法,进而设计了该外形俯仰姿态控制的PID控制器。数值模拟了不同控制参数时,P控制器、PD控制器和PID控制器的控制效果。针对不同的控制指令,根据建立的控制律,数值模拟了飞行器在PID控制器作用下的实时响应过程,最终成功实现了对飞行器的俯仰姿态控制。研究发现,当飞行器作慢速机动时,工程仿真与CFD数值计算的结果吻合很好,两种方法可以互相验证;但快速机动时,两种方法给出的结果差异明显,基于CFD的耦合模拟方法由于模拟了飞行器运动和舵面偏转导致的非定常流动过程,其结果比基于静态气动力的工程方法的可靠性更高。在大攻角和快速机动等非定常效应较强时,采用CFD方法评估和验证飞行控制系统是很有必要的。     

航空发动机轴承腔油气两相流流动数值研究及验证

为检验传统的单向耦合模型是否适用于轴承腔油气两相流流场计算,建立了双向耦合模型.对比分析不同转速喷油后,两种模型腔内空气速度和湍动能的分布.并将双向耦合模型计算的数据与文献中实验数据对比.结果表明:喷油后空气速度分布总体变化规律与单相空气流动相似,但各点处空气速度均明显下降,平均空气速度在转速为8000r/min时变化最快;油滴的运动与蒸发对空气速度和湍动能影响较大,尤其是腔室主流区域空气速度由于油滴的耦合作用将会下降10%~15%,所以油滴对空气场的作用不能忽略.      

航空拖曳诱饵系统的动态特性研究

为准确预测航空拖曳诱饵系统能否干扰成功,建立了系统的物理数学模型并对其动态特性进行了仿真研究。应用集中质量法,将柔性拖曳缆绳离散为一系列由阻尼弹簧连接的节点,建立了缆绳的动态模型;对诱饵进行受力分析,建立了诱饵的六自由度模型;提出了缆绳与诱饵的耦合条件,使模型更加精确。分别对诱饵释放过程中,以及释放完成后载机机动时系统的动态特性进行了仿真研究,给出并分析了缆绳的形状、张力和诱饵的姿态角等参数的变化规律。结果表明：为避免出现“鱼钩”现象,应尽可能减小释放诱饵的初速度与载机空速的夹角;应按梯形速度释放诱饵,以使缆绳中拉力的最大值较小。释放完成后,应控制载机最大飞行速度,以避免缆绳进入载机的高温尾喷流区;载机作盘旋时,缆绳在载机的圆形轨迹之外,且载机飞行速率一定时,角速度越大,缆绳向外趋势越大,越有利于避开载机的尾喷流区。     

小展弦比带掠风扇转子叶片的耦合颤振

从结构力学出发,对某发动机整体叶盘进行了盘片耦合振动特性分析,通过分析小展弦比带掠风扇转子叶片的共振转速、耦合颤振和失速颤振,发现了该小展弦比带掠风扇转子叶片存在2阶与3阶动频与静频振型发生变化的特殊现象,揭示了该小展弦比带掠风扇转子叶片为另一种耦合颤振的问题.通过对该小展弦比带掠风扇转子叶片的结构调整,找出了叶片前掠是该叶片发生此类特殊现象的重要影响因素,适当压缩该叶片的前掠后,从设计上避免了发生颤振的可能,提出叶片各阶频率的分离度需满足10％的设计要求.      

前行桨叶概念旋翼气动弹性响应分析

基于CFD/CSD松耦合策略,建立了前行桨叶概念（ABC）旋翼气动弹性分析方法.CFD计算中以非定常Euler/N-S方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型通过中等变形梁理论得到;CFD和CSD数据每隔一个旋转周期交换一次.以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了分析,计算结果与试验值吻合良好.然后对旋翼振动载荷、桨尖间距、升力偏移量及桨叶载荷进行了分析,研究了前飞速度、旋翼交叉角、提前操纵角等参数对上述动力学性能的影响.该文方法具有很好的分析精度和工程适用性,分析结果可为前行桨叶概念旋翼设计提供重要参考.     

导弹地效区飞行空气动力和飞行力学特性研究

采用CFD和风洞试验技术,研究了导弹地效区飞行的空气动力和飞行力学相关特性。研究结果表明,导弹地效区飞行,由于受到地面效应的作用,其空气动力和飞行力学特性同常规自由空间飞行相比,发生了较大变化,常规导弹气动布局很难实现地效区飞行。由于地效区飞行运动响应十分复杂,加之飞行高度很低,这使现有飞行控制技术难以适应。这要求在气动布局设计中,必须将气动力、飞行力学和控制响应一体化考虑,气动布局技术是协调解决运动响应和动力学耦合的核心。     

基于综合设计的涡轴发动机热力循环方案研究

为了对比研究不同热力循环参数的涡轴发动机方案,建立集总体性能设计、尺寸流路设计、部件初步气动设计和重量估算的总体/部件为一体的综合设计模型,利用部件效率/气动负荷耦合设计和涡轮冷气量计算模型,实现发动机总体/部件的耦合设计。结果表明:在现有的设计技术水平下,低压比方案、高涡轮进口总温方案以及低压比和高涡轮进口总温的组合方案各具优势;高热力参数方案的设计必须以技术的进步为前提;未来涡轴发动机的总体设计将会沿着高热力循环参数和低热力循环参数两种方向发展。     

含有失谐特征的叶片-转盘-转轴转子系统动态特性

采用有限元法建立了叶片、叶片-转盘及叶片-转盘-转轴动力学模型,在结构谐调和失谐情况下,分析了不同类别的模型动力学特性,给出了不同模型的振型分布图和频率分布图.通过对比研究发现:对于叶片的特性计算考虑转盘和考虑转轴有着非常大的区别,一些模型出现严重的频率分裂和振型耦合现象.另外,由于失谐会造成叶片-转盘及叶片-转盘-转轴模型的不同类型的叶片耦合振动,也出现了振动频率的分离和集中现象,甚至导致系统模态的丢失和局部振动情况,结构失谐最终导致模态频率更为连续,这为叶片转子系统的设计带来一定困难.     

涡桨发动机动力涡轮设计研究

针对采用常规涡轮设计方法设计多恒定转速涡轮时,存在的难以兼顾不同状态点性能以及设计周期较长等问题,运用动力涡轮多设计点耦合设计方法进行研究。为了验证该方法是否有效,建立了涡轮模型并进行了3维数值模拟,在设计初始时确定了各设计点的性能。结果表明:该方法可以初步计算不同状态点下的速度三角形;在叶片造型时可以根据不同状态下的速度三角形进行优化选取进口几何构造角,使涡轮在不同状态下来流条件较好;多设计点耦合设计得到的涡轮在保证各状态下出口绝对气流角偏离轴向不大的同时各状态之间的效率均较高。