翼面热静气动弹性的流固热交错迭代耦合分析

提出了一种针对高超声速翼面热静气动弹性的流固热交错迭代数值耦合方法,其充分考虑了气动环境（气动力和气动热）与结构变形之间的耦合、气动热与结构温度场之间的耦合以及温度场对结构刚度的影响。气动环境采用计算流体力学方法求解,结构传热和变形采用有限元法求解,在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行壁面热流、壁面温度、气动力以及翼面变形的数据传递,并应用该耦合方法进行了高超声速翼面热静气动弹性分析。结果表明,热环境造成翼面结构刚度降低,导致热环境下翼面变形明显大于常温（300 K）时的分析结果,且马赫数越大,两者之差越大。     

翼面热环境的并行迭代耦合方法及热模态分析

为了准确分析翼面热环境,提出了一种并行迭代耦合方法。气动加热和结构传热分别采用有限体积法(finite volume method,简称FVM)和有限元法(finite element method,简称FEM)求解,且采用基于虚拟空间的插值方法进行数据传递。进行了圆管算例分析,2s时刻驻点温度计算值与试验值相对误差为5.16%,验证了并行迭代耦合方法的精度。进行了翼面热环境和热模态的分析,结果表明翼面最高温度与马赫数呈近似线性关系,且非耦合方法获得的翼面最高温度比耦合方法高342.2K,这是由于非耦合方法未考虑气动热与结构传热之间的耦合效应。相比热应力引起的结构附加几何刚度,热环境下材料刚度的降低是翼面刚度和固有频率下降的主要因素,并且随着马赫数的增加,低阶比高阶固有频率下降得更快。     

基于全方程热流控制方法的典型舱段加热烧蚀试验研究

烧蚀型热防护是高超声速飞行器应用最广泛的一种热防护形式,高温烧蚀理论及相关计算分析方法尚不完善,无法通过计算给出精确的烧蚀热防护系统的热流和温度时序.全方程热流密度控制试验模拟结构的真实飞行历程,计及气动加热与结构热响应的耦合效应并实时测量迭代,成为烧蚀型热防护系统性能测试和研究的重要措施.本文以典型舱段为试验研究对象...     

航天高超声速颤振试验填补国内技术空白

正近日,由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验,填补了国内相关技术的空白,结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。高超声速飞行器受到高超声速流场特性、气动加热、控制等影响,其气动弹性问题比较复杂,国外从上世纪五六十年代开始就进行了大量的气动弹性试验研究,研究了几何外形、结构形式、气动参数、热等因素对舵翼面颤振特性的影响。     

高超声速飞行器的反步滑模神经网络控制系统

针对高超声速飞行器一体化气动布局导致弹性机体与推进系统间的强耦合性,以及跨大空域及高速飞行过程中导致气动特性存在强非线性、不确定性和明显的时变特性,提出一种基于小脑神经网络的高超声速飞行器反步滑模控制策略。首先建立高超声速飞行器纵向非线性数学模型,并采用输入-输出反馈线性化方法,解除多变量之间的耦合关系;然后设计基于反步法的滑模变结构控制器解决系统非匹配不确定性难题;同时为弥补反步滑模控制器鲁棒性不足缺点,利用自回归小脑神经网络(RCMAC)的在线非线性逼近、自学习能力和相应控制结构,设计基于RCMAC的反步滑模控制器。仿真试验结果表明,该方法下高超声速飞行器纵向的高度控制精度可达到0.5m,速度控制精度为0.1m/s,可以保证闭环系统全局稳定,且拥有良好的跟踪性能和鲁棒性能。     

复合材料头锥结构气动热应力分析方法研究

针对某飞行器前部复合材料锥体结构的打样设计,采用有限元方法进行设计飞行条件下气动热载荷、气动压力载荷联合作用时结构应力应变分析方法的研究.文中针对打样阶段对结构性能进行初始估算的要求,对模型进行多场解耦和适当的工程简化处理.首先以结构外表面为边界,建立气动网格,进行流场分析,确定结构网格的热载荷、边界条件;然后对结构网格进行热分析,获得其瞬态温度场分布;最后施加气动压力和温度场分析结果进行结构耦合热应力分析,获得应力应变数据.文中对流场、温度场、应力场采用的实用化处理方法,在满足打样阶段分析要求的同时,克服多场耦合分析协调困难、总体工作量大等问题,具有较高的效率.计算结果表明,气动热应力对锥体顶部应力产生较大影响,必须在设计中加以考虑,并可为下一阶段的详细设计提供更精确的数据参考.所用计算软件为FLUENT和ANSYS.     

高超声速飞行器多学科优化建模方法

为建立高超声速飞行器多学科设计优化软件系统,研究了一种面向多学科设计优化的建模方法.通过分析系统分解带来的学科设计冲突,建立了两种多学科连续性条件.据此连续性条件,结合现有飞行器设计流程,提出了一套建立多学科设计优化模型的方法,包括系统分析模型和系统优化模型.针对高超声速飞行器方案设计,研究了包含弹道/控制、气动、超燃冲压发动机、结构、热保护系统等五个学科的多学科设计优化问题.采用所研究的多学科设计优化建模方法,构造了系统级模型,并在框架软件中按照此模型集成各学科软件,建立了高超声速飞行器多学科设计优化软件系统.     

基于移动热源的通风盘式制动器热弹性耦合场分析

盘式制动器制动过程中存在着热弹性耦合现象。鉴于热弹性直接耦合场求解时间较长,且不容易收敛,基于移动热源、以一次紧急制动工况为例,首先建立通风盘的三维瞬态温度场,然后在结构场中将温度载荷转换为体载荷,通过顺序耦合的方法计算得到任意时刻热应力分布情况。     

超临界二氧化碳干气密封热-流-固耦合建模与变形特性分析

为研究超临界二氧化碳干气密封密封环的变形分布,揭示工况条件对密封环变形的影响规律,在考虑CO₂真实气体效应的同时,建立考虑密封环对流换热的热-流-固耦合计算模型,借助CFD和CSM计算机仿真技术,研究超临界二氧化碳干气密封动、静环在多重载荷共同作用下的变形规律。研究结果表明:密封环轴向最大热-流-固变形出现在耦合面,热变形和力变形方向相反,其中热变形起主导作用;转速增大,密封环最大轴向热变形和力变形增大,动环最大轴向热-流-固耦合变形减小;介质压力增大,动环和静环最大轴向力变形分别增大66.25%和6.18%,最大轴向热变形和热-流-固耦合变形均减小;进口温度上升,动环和静环最大轴向热变形分别增大40.79%和34.90%,最大轴向力变形基本不发生改变。     

翼面热颤振的分区协调耦合推进时域研究

提出了基于分区协调耦合推进的翼面热颤振时域研究方法，其中气动力和气动热采用有限体积法求解，且流场空间离散采用AUSM+格式，而结构温度场采用有限元法求解。采用模态叠加法进行结构瞬态响应的求解，在耦合面上采用基于虚拟空间的插值方法进行耦合变量的传递。研究了高超声速翼面的热颤振问题，获得了不同马赫数下的翼面温度场分布。根据“频率重合理论”获得了热环境下翼面一阶弯曲和一阶扭转频率的相互靠近导致了翼面临界颤振速度下降的结论。     

下斜板可调的单膨胀斜面喷管型面设计和流场模拟

基于特征线法,并考虑变比热的影响,开展了高超声速飞行器用SERN设计.利用CFD数值模拟技术,计算得到了设计状态和沿飞行轨迹其它飞行状态下的SERN内外流场和特性.可以看到,在设计状态马赫数5时,基于特征线法得到的SERN内流场分布符合设计要求,而在其它较低的飞行马赫数下,SERN处于过膨胀状态,并且过膨胀的程度随飞行马赫数的降低而愈加严重.在马赫数25时,喷管膨胀面气流已发生明显分离,喷管性能急剧恶化.为了提高低马赫数条件下SERN的气动性能,分析了通过调节SERN下斜板角度从而实现其气动性能提高的方法.结果表明调节下斜板角度可以明显改善SERN非设计点的气动性能.     

主动流动控制增大高超飞行器来流捕获量研究进展

高超声速进气道来流捕获量是确保进气道起动的重要因素,而在实际飞行环境中很难使捕获量达到设计值,总结了国内外研究团队通过实验和数值方法,对磁流体控制进气道斜激波位置、虚拟唇口增大进气质量流量、表面放电形成等离子体用于高速气流控制等方面进行的研究.他们对设计方案进行了不断地优化,并取得了增大进气道来流捕获量主动流动控制方法...     

内壁含轴向半椭圆裂纹压力容器热弹塑性效应数值分析

基于固体材料的热弹塑性效应,采用单向耦合数值分析方法,对内壁含有轴向半椭圆裂纹压力容器在单调递增载荷下的热弹塑性效应进行了数值分析,得到了含裂纹缺陷压力容器在内压载荷作用下的应力应变分布及演化特点,获得了裂纹前缘以及与之相邻的压力容器筒体外壁节点温度分布及变化规律。结果表明,裂纹最深处的应力集中较裂纹前缘其他区域更为明显,且裂纹长度和深度都对裂纹区域以及与之相邻的筒体外壁区域的温度变化产生影响。当裂纹较小时,外壁面温度不连续范围较窄,甚至难以通过温度不连续性来判明裂纹缺陷的存在;当裂纹较大时,外壁面的温度不连续范围较广,但温度变化最大的区域始终位于与裂纹面毗邻的筒体外壁区域。所得结论可为压力容器内壁半椭圆裂纹缺陷的红外无损检测提供参考。     

动静干涉下低压涡轮非定常气动载荷研究

为研究动静干涉下轴向间距和尾缘锯齿结构对低压涡轮叶片非定常气动载荷的控制作用,对高效节能发动机(energy efficient engine,简称E3)低压涡轮最后一级的内部流场进行了数值仿真,研究了不同轴向间距和静叶尾缘锯齿结构两种情况下,下游动叶表面非定常气动载荷的变化规律。研究发现：增大轴向间距可以加强尾迹与主流的掺混,消除气流不均匀性,削弱下游动叶表面的非定常气动载荷;静叶采用尾缘锯齿结构不仅可以加强尾迹与主流的掺混,同时还会改变尾缘处的涡结构,对下游动叶前缘产生破坏性干涉效应,使其最大载荷波动降低约30%,减少静叶尾迹速度亏损75.7 m/s,还能适当提升涡轮的流通能力和时均效率。与采用直尾缘静叶的模型相比,采用锯齿尾缘静叶不仅能大幅度地改善涡轮的转静干涉效应和气动性能,还能在不影响涡轮效率的前提下,将涡轮轴向间距缩短10%。     

流固耦合下核电一回路弯管内表面裂纹分析

为了了解压水堆一回路弯管内表面裂纹在流固耦合作用下的扩展状况,利用ANSYS Workbench建立了含环向内表面裂纹弯管的流固耦合模型,在不同约束条件下对不同位置的裂纹前缘应力和应力强度因子K进行了分析。分析结果表明:只有内压作用时,流固耦合会增大裂纹前缘K与应力,而且对外弯处裂纹影响大。只有闭合弯矩时,流固耦合会减小外弯处裂纹前缘K与应力。内弯处裂纹受压应力,流固耦合会减小压应力。只有张开弯矩时,流固耦合会增大内弯处裂纹前缘K与应力。外弯处裂纹受压应力,流固耦合会增大压应力。分析结果为核电一回路含缺陷弯管的安全性评价提供一定的依据。     

全尺寸热试验控制技术研究

针对高超声速飞行器全尺寸热强度试验的控制技术难点展开研究,进行了技术创新与发展。研究了包括石英灯和气流加热的耦合控制、加热环境下的载荷精确同步控制、加热环境下的流量控制等的全尺寸热试验控制技术。利用该技术,有效地避免了温区超温现象的发生,准确地模拟了飞行器内部、外部的受热、受力等情况,成功实现了对全尺寸地面热试验的精确控制,很大程度上提高了全尺寸热试验的试验水平。     

静叶尾迹对压气机动叶非定常气动载荷的影响

以某型航空发动机压气机转子系统为研究对象,建立了单级叶盘的三维结构及流场模型。通过对滑移网格(sliding mesh,简称SM)方法与运动坐标系(moving reference frame,简称MRF)方法在计算耗时和收敛性方面的比较,证明了运动坐标系方法的准确性和高效性。考虑前一级静叶尾迹的影响,求解压气机内部在不同时刻的流动特性,得到静叶尾迹对动叶流场的非定常干扰情况。经过对压气机叶顶和轮毂、动叶压力面和吸力面非定常气动载荷的分析发现:在动叶流场的前缘形成了较主流区压力和速度较低的不均匀流场,且在动叶前缘叶顶位置受到的气动载荷最为显著;动叶压力面和吸力面气动载荷的分布规律相反,从叶顶至轮毂、前缘至尾缘,压力面非定常气动载荷的大小和波动幅度逐步递减,而吸力面却与其相反,呈现出逐步递增的趋势。该研究为某型航空发动机压气机叶盘转子系统的动力学设计提供了理论依据。     

高超声速风洞快速热阀特点与设计

针对现有快速热阀故障率高、运行安全性低的问题,通过全面分析阀门的工作压力、温度及启闭工况特点,采用“力热解耦”和“动态密封压力调节”等方法,给出了一种快速热阀设计技术方案。阀门采用角阀结构,阀座和阀杆设置有冷却水通道,过流气体与阀体之间布设有隔热保温层,驱动方式为液压驱动,对其进行了试验测试和现场使用测试。结果显示,开启时间为1.0 s,关闭时间为3 s,满足设计指标和风洞运行需求。该种阀门结构可应用于工作温度≥600℃,工作压力≥10 MPa,开启时间≤2 s的高超声速风洞运行领域或类似工况领域。     

耦合场中小尺寸碳纳米管的组合扭转屈曲行为

针对小尺寸碳纳米管在多物理场耦合作用下的组合扭转屈曲问题,提出了基于非局部理论耦合场作用下的力学模型,并研究了该模型的组合扭转屈曲行为.首先,采用连续弹性壳模型,引进热-电-力多场耦合作用下的本构关系,通过引入非局部弹性理论来考虑小尺寸碳纳米管的尺度效应;然后针对多壁碳纳米管层间范德华力和周边弹性介质的影响,建立了基于非局部理论多场耦合作用下碳纳米管的屈曲控制方程.最后,在轴力组合扭转载荷及温度与电压变化影响的工况下,研究了各因素对碳纳米管组合扭转屈曲行为的影响.得到的结果显示了小尺寸碳纳米管组合扭转屈曲行为在多场耦合作用下的响应,揭示了各物理场与组合扭转屈曲行为的关系;同时指出非局部理论下的屈曲载荷与经典理论下的屈曲载荷比值总小于1,说明经典理论高估了小尺寸碳纳米管的组合扭转屈曲行为.     

高焓高热流条件下半椭圆喷管冷却结构设计与分析

电弧风洞是开展高超声速飞行器地面防热试验的重要设备,在开展大面积防热试验以及材料烧蚀考核试验时,通常配置半椭圆喷管,现有半椭圆喷管使用功率不高,不能满足高焓高热流条件下试验需求。选择一组接近电弧风洞试验设备功率上限的工况作为输入条件,计算半椭圆喷管内壁面热流分布,计算结果显示最高热流超过30 MW/m2。分析传统夹层焊接冷却结构缺点,设计圆孔冷却通道形式的半椭圆喷管,并开展所设计半椭圆喷管热力分析。制造圆孔冷却通道形式半椭圆喷管并多次开展长时间高焓值高热流试验。结果表明:所研制半椭圆喷管试验后内壁未出现烧损,解决了高焓高热流条件下喷管设计中强度与换热对壁厚要求矛盾的问题,同时大大降低了加工成本和加工周期,并保证了设备长时间安全稳定运行。所研制半椭圆喷管对保障国内高超声速飞行器及材料烧蚀考核地面试验具有重要意义。