高超声速运载器宽速域气动/推进耦合建模与分析

为了满足吸气式高超声速运载器在初步设计阶段的宽速域模型需求,基于流线追踪和高超声速气动理论建立独立于构型的宽速域压力和摩擦力壁面分布气动模型;以准一维流理论为基础,建立包含边界层和跨声速特性的宽速域双模态超燃冲压发动机模型. 对于典型工况,2种模型的仿真结果与试验结果误差分别不大于2%、3%. 在所建立模型的基础上,提出前体/进气道和后体/尾喷管力系的解耦/耦合策略,建立气动和推进学科的宽速域一体化耦合模型及仿真平台.针对某吸气式高超声速运载器的分析发现一体化设计的吸气式高超声速运载器存在严重的非线性气动/推进强耦合,认为所建立的耦合模型在精度满足一定要求的条件下能够定量/定性地评估气动/推进的耦合效应,有助于吸气式高超声速运载器的构型设计、地面仿真和控制研究.     

乘波飞行器连接结构的热固耦合分析

高超声速飞行器设计中的主要问题是气动加热时引入的高温对结构的不利影响，乘波体前缘连接结构的热结构设计显得尤为重要。文章提出一种计算高超音速乘波体的热固耦合分析方法，重点对乘波体连接结构的受热和受力情况进行分析，并讨论了冷热壁面转换迭代次数及接触热导、表面辐射系数对计算结果的影响，从而为乘波体连接结构的热场及强度分析提供有意义的指导和参考。     

高超声速巡航下动力耦合的配平设计方法

吸气式高超声速飞行器的动力因素对总体性能的影响至关重要,为了获得良好的气动、推进及其耦合下的性能,保证巡航飞行特性,必须进行布局、动力的耦合设计。文章提出了一种新的探索高超声速巡航下布局/动力耦合的配平设计方法,这在第1、2节中予以阐明。2.1小节以一种不同于X-43A所采用的方法划分了API和EPI;2.2小节最终选取压强p作为耦合动力参数;2.3小节则讨论了需要实现的耦合设计条件。第3节通过图3至图8呈现了数值模拟的结果和相应分析。3.1小节对一体化的机体/发动机组合进行马赫数Ma=6的三维流场数值模拟,其核心是确定不同迎角下维持推阻平衡所需的压强;p 3.2小节计算了不同p、α组合状态下的气动、推进特性;3.3小节则探讨了动力耦合条件下的力矩配平。最后,第4节给出了文中研究的4个初步结论。     

航天飞机碳—碳端头罩的热防护计算方法

本文对航天飞机机头的碳-碳热防护层，在再入的气功加热条件下，采用气动热化学烧蚀模型建立烧蚀方程，采用单元体能量平衡法建立各向异性、变物性材料的瞬态热传导方程，通过坐标变换处理烧蚀移动边界，并从物理平面转换到计算平面中去，然后成功地进行了烧蚀和温度场的耦合求解，计算结果表明了航天飞机机头碳-碳热防护层中的烧蚀和温度分布规律。     

基于微分雷诺应力湍流模型的车辆气动特性的数值模拟

针对Ahmed标准汽车模型,采用含有二阶矩的微分雷诺应力模型(DRSM)对车辆外流场进行了数值模拟,对照风洞试验,获得了气动阻力系数以及3个尾流横截面中速度矢量分布等结果。参考RNGk-ε模型,对比分析了DRSM数值模拟的气动阻力系数与试验值之间的误差及误差产生原因。结果表明,DRSM模型在车辆外流场模拟中有更高的计算精度,可正确地获得包括车辆尾流中的二次流等在内的复杂气动特性。     

高超声速机翼瞬态气动加热下热颤振分析

研究了一种气动力(热)/结构耦合的高超声速机翼热颤振的时域数值分析方法。研究目的是分析结构内部温度梯度对结构固有特性的影响机制和结构发生颤振的规律。采用非定常计算流体力学耦合结构传热的算法,获得结构的瞬态温度场;通过有限元计算得到瞬态温度场不同时刻下的热结构模态;利用结构模态叠加法建立结构动力学模型,结合Volterra级数建立的非定常气动力模型进行气动/结构耦合计算获得颤振动压。对马赫数为5、高度13 km的一小展弦比机翼进行了颤振分析。验证了该方法的可实现性。研究表明,随着温度梯度的增大结构固有频率减小,颤振动压最小值发生在结构主频率差值最小处。     

具有模型参数不确定性的高超声速飞行器动态特性分析及控制律设计

大范围机动、质量分布快速变化、气动特性复杂,以及飞行器结构、气动、推力的相互耦合,使得高超声速飞行器动力学呈现出强不确定性,给其动态特性分析和控制器设计提出了挑战。文章针对高超声速飞行器模型参数不确定性问题,首先分析各种可能造成模型不确定性因素的物理本质,确定其主要影响因素;在此基础上建立了能够反映这些主要影响因素带来的具有参数不确定性问题的动力学模型;并分析每一个单独不确定性参数变化对飞行器特征根分布的影响;在考虑高超声速飞行器参数不确定性的情况下,针对刚体-弹性体模型,采用修正的反馈线性化方法设计控制律。研究结果对高超声速飞行器的动力学特性分析、总体设计、控制系统设计、准确度分析等提供具有重要参考价值的依据。     

高速飞行器壁板热颤振的非线性动力学分析

研究了高超声速飞行器壁板热颤振的非线性动力学问题。应变-位移关系基于Von-Karman薄板大变形理论,采用三阶活塞理论计算气动力,利用Hamilton原理建立了高超音速气流中热环境下二维壁板颤振模型。用Galerkin方法在模态空间对非线性壁板颤振方程进行离散化。运用李普诺夫理论判断受热壁板颤振的临界流速。采用数值方法在时域内求解受热壁板在高超声速气流中气动力作用下的颤振响应,分析来流速度和热效应对壁板颤振稳定性和壁板颤振边界的影响。     

面向控制的弹性高超声速飞行器建模方法研究

高超声速飞行器广泛采用升力体、乘波体等气动布局和轻质材料,导致飞行器刚体模态与弹性模态的耦合问题突出。针对该类飞行器的特点,使用有限元方法基于变截面自由梁构建高超声速飞行器的结构弹性模型,利用当地流活塞理论计算弹性变形引起的非定常气动力,然后借助均匀设计、逐步回归等统计学方法获取弹性高超声速飞行器的高精度曲线拟合模型。仿真对比分析表明,所介绍的高超声速飞行器弹性建模方法高效、可靠,其所建立的曲线拟合模型与原始物理模型的一致程度及精度均优于现有拟合模型,而所消耗的时间与计算机资源小于现有建模方法。     

高超声速巡航飞行器振动建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气环境,需要对高超声速巡航飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动大大提高了精细姿态控制的设计难度。以高超声速巡航飞行器的纵向通道为例,文章分析弹性振动对飞行控制系统的影响,建立高超声速巡航飞行器的弹性模型,将精细姿态控制问题简化为超燃冲压发动机进气口当地攻角的精细控制问题,考虑机体/发动机耦合和气动热造成了气动参数和模态参数大范围摄动问题,基于H∞理论设计鲁棒控制系统。仿真表明,在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下仍然能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,保证进气口当地攻角±0.6°的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。     

Evaluation of numerical ablation model for charring composites

Charring composites are widely used in the thermal protection system(TPS) to consume the intense aerodynamic heating during vehicle reentry. The ablation and thermal responses for the charring composites can be studied by using a numerical ablation model, in which the surface ablation and volume ablation could be taken into account. The coupling interactions among temperature, gas motion and interior pressure producing the pyrolysis gas could make the computation more complicated. A multi-physics model is developed to simulate the thermal response coupled with volume ablation and surface ablation. After studying four typical ablation cases, the model is validated, and then the heat transfer mechanisms in ablation are investigated. It is found that the viscous dissipation energy by the motion of pyrolysis gas can be neglected in the simulation. Also, the flow of pyrolysis gas plays an important role in the temperature response, especially under high heat flux condition.     

水平轴风力机叶轮流场的数值模拟

利用GAMB IT建模软件对某大型水平轴风力机进行了整机建模,采用计算流体力学软件FLUENT对风力机整机的流场进行了数值模拟,给出了水平轴风力机流场数值模拟的原理和一般性步骤,得到了风力机流场的压力分布、速度分布,以及叶片截面的流动分离情况等结果.对风力机流场的数值模拟和分析可为风力机叶片的设计、改型和研发工作提供一定的指导.     

张拉膜结构风致动力灾变研究进展

为明确膜结构的风致动力灾变机理,分别从现场实测、气弹模型风洞试验、流固耦合数值模拟等方面的研究进展,探讨了膜结构附加气动力和气弹失稳机理等问题.研究表明:受实测设备、气弹模型试验相似理论和流固耦合模拟方法等方面的限制,膜结构流固耦合现象的观测模拟方面,针对实际工程的研究仍比较少;流固耦合振动机理方面,普遍认为,气弹失稳与形成于结构表面附近的旋涡有关,表现为结构总阻尼比的大幅衰减;但已有研究成果多基于对简单膜结构在近似均匀流场中振动现象的观测得出,与实际工程相差比较大.建议以后从以下几方面进一步深入:气弹模型试验相似理论的相似偏差量化分析方法和误差修正技术;大型膜结构实际工程流固耦合数值模拟关键技术;基于现场实测、气弹模型风洞试验、数值模拟和解析等多种研究手段的膜结构气弹失稳机理研究;便于工程设计人员接受的考虑流固耦合的膜结构抗风设计方法.     

斜拉索风雨振-实验与数值模拟混合子结构方法

人工模拟降雨条件下,斜拉索风雨激振的非定常气动力难以测试,本文提出结构风致振动的实验与数值模拟的混合子结构方法,将结构和流场分为2个子结构,将实验获得的结构振动作为动边界施加在流场子结构,仅对动边界的绕流场进行CFD数值模拟.首先通过圆柱涡激振动验证混合子结构方法的可行性及精度;然后采用混合子结构方法,计算斜拉索风雨激振的气动力并施加到斜拉索上,得到斜拉索振动响应并与实验结果比较.结果表明混合子结构方法能够准确获得斜拉索风雨激振的气动力时程.     

斜拉索风雨激振-实验与数值模拟混合子结构方法研究

人工模拟降雨条件下,斜拉索风雨激振的非定常气动力难以测试,本文提出结构风致振动的实验与数值模拟的混合子结构方法,将结构和流场分为两个子结构,将实验获得的结构振动作为动边界施加在流场子结构,仅对动边界的绕流场进行CFD数值模拟。首先通过圆柱涡激振动验证混合子结构方法的可行性及精度;然后采用混合子结构方法,计算斜拉索风雨激振的气动力并施加到斜拉索上,得到斜拉索振动响应并与实验结果比较。结果表明混合子结构方法能够准确地获得斜拉索风雨激振的气动力时程。     

变风速下风力机叶片载荷特性研究

根据风力机的气动理论,并考虑风切变和风力机结构、几何参数的影响,建立了风力机叶片的气动载荷计算模型。以基本风速、渐变风速、阵风风速和脉动风速4种风速类型建立了变风速模型,并应用于叶片载荷计算模型,实现变风速下的叶片气动载荷的计算。以某MW级风力机为对象,给出了数值计算流程并进行了实例计算,结果显示：风力机叶片的气动载荷主要分布在叶片的中段和叶尖,且载荷大小随风速起伏变化,叶根的气动载荷随风速变化的趋势不明显,风速较大时,叶片上的载荷波动较为显著。结果可为叶片的结构设计和动力学分析提供参考。     

塔桅结构三维定常风场风洞试验及数值模拟

利用风洞试验对杭州湾跨海工程海中平台及观光塔模型在各种风向角下的风压分布情况进行了测试,研究了观光塔结构在不同方向风荷载作用下风压的变化情况。采用FLUENT6软件平台,选用标准κ-ε和Realizableκ-ε2种湍流模型计算了大气边界层中杭州湾跨海工程海中平台与观光塔的定常风流场,并将数值计算结果与风洞试验结果进行了比较。结果表明：基于FLUENT6的标准κ-ε和Realizable κ-ε模型均能给出工程设计要求的精度;但对建筑物的不同位置,2种模型反映的精度有所区别。该研究可为精确计算风荷载提供依据,对工程设计有较好的参考价值。     

覆冰导线的空气动力参数数值模拟

覆冰导线的空气动力参数是导线舞动的关键因素.由于覆冰形状的多样性,风洞试验研究代价巨大,仅靠风洞试验提供覆冰导线的空气动力参数是不实际的,因此有必要采用数值模拟的方法.提出了基于面元法的覆冰导线空气动力参数的数值模拟方法,采用有粘性的绕流模型,编制计算程序对覆冰单导线随攻角变化的空气动力参数进行了数值模拟计算.该程序系统简单易用,能快速得到结果.通过比较,所得数值模拟结果与试验结果基本一致,一定程度上反映了覆冰单导线气动力的规律.该方法是一种实用、快速、有效的数值解法,为覆冰导线舞动计算与仿真的深入研究提供了一种有效的途径.     

新型6 MW单柱浮式风力机耦合运动分析

针对100 m水深条件,设计新型6 MW海上单柱浮式风力机;利用气-液-固-弹性数值模拟软件FAST,对该浮式风力机进行全耦合时域动力响应分析.整个风力机系统的气动力分析采用叶素动量理论,浮式基础的水动力分析基于势流理论同时考虑采用Morison公式计算得到的黏性阻尼,系泊系统采用等效的弹性杆单元.数值仿真结果表明：浮式基础纵荡和纵摇耦合作用较明显;平台运动响应主要取决于风载荷,波浪载荷会改变平台在平衡位置附近的振荡运动;风浪同向会激发较大的运动响应;风浪的夹角越大,平台首摇运动越明显;在额定海况下,环境载荷方向的变化对垂荡运动的影响较小;delta-line能够很好地控制首摇运动,可以避免锚链缠绕现象发生;设计出的6 MW浮式风力机具有良好的总体运动响应,系泊系统设计方案能够保证风力机系统的安全运行.     

脉冲燃烧风洞新型悬挂式测力系统

针对高超声速风洞试验中存在的支架干扰问题和内式天平占用带动力试验模型内部功能性空间问题,提出新型悬挂式测力系统.该系统基于盒式天平原理,试验模型、响应拉杆和支撑框架分别作为浮动框、带传感弹性连杆和固定框,将三者作为测力系统的整体来开展研究,不单独设计内式天平.响应拉杆杆体设计为铰链形式,实现空气动力的机械分解,拉杆固定端为轮辐式结构,轮辐条上的应变计组为惠斯顿全桥,实现空气动力的电气分解.在流固耦合方面的计算结果表明,悬挂式测力方案相比传统方案在升力测量上的干扰降低了约11%,在模态、强度和刚度等方面均能满足脉冲燃烧风洞试验的要求.