基于近似边界条件的翼型跨声速颤振数值模拟研究

采用近似边界条件对二维翼型的跨声速颤振进行了数值模拟.计算网格采用静止的笛 卡儿网格,通过薄翼和机翼小变形假设,使用一阶近似边界条件求解欧拉方程;由于文中方法 在计算过程中不需要重新生成网格,节省了大量的时间.计算了Isogai机翼模型的颤振边界, 与参考文献的计算结果吻合良好,证明了基于近似边界条件的跨声速颤振数值模拟方法的高效性和准确性.     

基于CFD/CSD耦合算法的机翼颤振分析

用计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合算法对标准气动弹性模型AGARD445.6机翼作了颤振分析,主要研究机翼的跨音速颤振求解问题.采用常体积转换法(CVT)进行流体与结构之间的数据交换并运用松耦合方法对气动弹性方程进行时域推进仿真.计算机翼在Ma=0.499～1.072的颤振边界,并将计算结果同偶极子格网法(DLM)的计算结果与试验结果比较,结果显示CFD/CSD耦合计算结果较DLM计算结果更接近于试验值,尤其是在非线性强的跨音速区域.可见,CFD/CSD耦合计算比DLM具有很大的优越性.     

考虑气动弹性影响的机翼复杂气动外形设计研究

根据气动-结构一体化设计思想,结合机翼在真实飞行条件下受到气动载荷产生弹性变形的问题,进行了一种考虑静气动弹性影响的复杂机翼气动外形反设计方法研究.气动载荷及机翼结构弹性变形由基于非结构网格的三维Euler方程耦合结构力学平衡方程求解得到;用Takanashi余量修正方法作为机翼反设计方法,进行"复杂机翼气动弹性分析-简单光滑机翼反设计"循环迭代设计.以某型带有挂架及翼梢小翼的支线飞机大展弦比机翼作为设计算例,设计结果表明发展的设计方法是可行的,具有很高的工程实践意义和实用性.     

eN-Database转捩预测方法在三维非结构求解器中的耦合与应用

为了提高机翼等飞行器部件在粘性绕流下的气动力预测精度,研究了在非结构RANS求解器中耦合转捩预测的方法。以求解三维ONERA M6机翼的转捩点位置及气动力特性为例,求解过程为:先将RANS方程求解得到的机翼表面压力分布作为层流边界层方程求解的输入参数;然后采用e N-Database转捩预测方法分析层流边界层方程求解得到的边界层内相关参数,并得到机翼的转捩点位置;最后将转捩点位置传回RANS求解器中,重新进行流场计算得到考虑转捩后的气动力特性。使用上述方法计算出的结果与实验值吻合较好,验证了程序的有效性。     

基于欧拉方程的一种机翼气动弹性计算方法

利用一种双时间方法求解三维非定常欧拉方程，采用无限插值理论生成O－H型代数网格，考虑了机翼变形时的网格生成问题，通过与气动力方程的联立求解，在时间域内用二阶龙－库塔方法求解机翼弹性运动方程。计算结果表明，本计算方法具有较高的计算效率，所计算的颤振临界速度与风洞实验一致。     

高阶间断Galerkin方法求解三维欧拉方程的研究

在三维非结构网格上,对高阶间断Galerkin方法求解定常三维欧拉方程进行研究.文中使用Roe格式通量函数计算网格单元边界上的数值通量;时间方向采用显式Runge-Kutta方法推进;并引入激波探测器和斜率限制器技术,成功地抑制流场解在间断处的数值振荡.对M6机翼跨音速无粘流场进行数值模拟,结果表明:计算结果和实验值吻...     

三维机翼的型架外形设计研究

采用三维N－S方程为控制方程，计算机翼所受的气动力与静气动弹性平衡方程耦合求解，在研究机 静气动弹性规律的基础上，对机翼进行型架外形设计，使之在飞行中满足飞机设计气动外形的要求，并以一后掠机翼为算例，计算结果与有关献相吻合。     

解三维静态磁场问题的A有限棱单元法

本文简述了几种主要求解三维静磁场问题方法的优缺点;推导了求解三维静态磁场问题的Ａ有限棱单元法的控制方程和加权余量积分形式及定解的边界条件;运用完全树约束保证了该方法的唯一性;提出了不完全树约束加速ＩＣＣＧ的收敛;以实例,采用不同约束和边界条件进行了计算并对结果和收敛性进行了分析．     

超临界机翼静气动弹性特性研究

采用三维Euler方程为控制方程，计算机翼所受的气动力与静气动弹性平衡方程耦合求解，研究超临界机翼的静气动弹性规律，并以超临界弹性机翼和普通弹性机翼为算例，计算弹性飞机飞行中的真实载荷和扭转变形，并在已知弹性机翼飞行时总载荷保持不变的情况下，确定超临界机翼结构弹性在飞行中对载荷的影响。     

亚音速气流中复合材料层合板结构气动弹性稳定性分析

为了研究复合材料层合板结构在亚音速气流作用下的气动弹性稳定性,基于线性势流理论建立适用于三维复合材料层合板结构的亚音速气动力模型,采用经典层合板理论,根据Hamilton变分原理,建立亚音速下三维复合材料层合板的运动方程.采用假设模态法,将偏微分方程离散成常微分方程组,通过求解广义特征值问题分析其气动弹性特性.通过计算层合板结构在不同来流速度时的固有频率,得到层合板结构在亚音速气流作用下的临界失稳速度.研究表明:该亚音速气动力模型适用于三维薄板结构.在气流作用下,层合板结构刚度降低导致结构失稳.