某型直升机旋翼载荷模拟系统力耦合性分析

直升机主桨载荷模拟系统是一个多输入多输出液压伺服加载系统,该系统助力器和加载缸之间存在复杂的非线性耦合关系。通过建立系统的数学模型分析了该系统存在的力耦合关系,发现其造成的影响在系统允许的误差范围之内,因此可忽略这部分耦合因素。从而为简化系统控制策略提供依据。     

高机动导弹气动／运动／控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术

解决先进飞行器大迎角高机动飞行时的气动／运动非线性耦合问题,需要发展基于非线性理论的风洞试验技术,即风洞虚拟飞行试验技术。该试验能够实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程,气动和运动参数的实时同步测量,以及飞行控制律的集成验证与优化,从而达到探索气动／运动耦合特性和机理的目的。本文介绍了风洞虚拟飞行试验的模拟方法、关键技术及其解决措施,并针对典型导弹模型开展了虚拟飞行验证试验。试验结果表明：目前已经初步具备适用于导弹模型跨声速气动／运动／飞行控制一体化研究的风洞虚拟飞行试验能力。     

轴向柱塞泵滑靴副的热结构耦合特性

为了改善轴向柱塞泵滑靴副的耐磨损性能,建立了滑靴与斜盘摩擦副的瞬态热结构耦合模型,分析压力冲击条件下滑靴的表面温度、应力以及变形的变化规律.研究结果表明:某型轴向柱塞泵中滑靴温度随柱塞腔压力呈周期性变化,滑靴温度范围为45.5~49.8℃,且滑靴的最高温度出现在泵的吸排油过渡区.当滑靴处于泵的排油区时,滑靴的最大轴向应力为250MPa,集中在滑靴油腔与密封带之间的边缘区域.滑靴的轴向应力分层显著,引起滑靴的变形分化,其变形量为12.5~15μm,出现在滑靴的边缘.由于滑靴的输入热流密度增强磨粒的剪切力,加剧滑靴表面的微切削和挤压变形,导致滑靴表面出现条状剥落和凹坑磨损,呈现出黏着和磨粒磨损特征.      

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。     

多级叶盘结构动力特性分析的一种方法

因各级转子叶片数的不同,基于传统循环对称法的通用有限元程序无法直接用于多级叶盘结构动力特性分析.发展了一种方法,分别对每一级扇区模型施加相应的循环对称边界条件,级间则通过施加自由度耦合来保证位移场的连续.若对每一级叶盘结构选取合理的扇区数目进行建模,最大程度地考虑级间耦合效应,则精度可进一步提高.由于循环对称边界条件和级间耦合通过对位移自由度施加约束方程来实现,因此该方法易于在通用有限元程序系统中实现.对两级叶盘结构分别采用该方法和全环模型进行动力特性分析,两种方法的频率差控制在3%内.探讨了多级叶盘结构中级间耦合对模态的影响,在低节径模态两级叶盘结构耦合效应较为明显,随着节径数的增加,耦合效应降低.      

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.      

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.