基于流体-固体耦合的液压滑阀开启过程仿真分析与优化

为改善液压滑阀开启过程中阀芯的工作性能,基于流体-固体耦合理论和动网格技术,建立滑阀开启过程三维流体-固体耦合数值分析模型,对阀芯在驱动力、弹簧力及液动力作用下的动作过程进行了模拟分析。针对阀芯受力分析结果,改进滑阀内部流道结构;以改进后阀芯槽口和凸台的4个结构参数为优化对象,利用最小二乘拟合和反向传播神经网络构建最大冯米塞斯应力与液动力峰值的目标函数,借助遗传算法确定了槽口和凸台的4个结构参数最优值。研究结果表明：优化后阀芯所受液动力和最大冯米塞斯应力的峰值分别减小了16.3%和22.0%;优化设计阀芯的结构参数可明显提高滑阀开启性能。     

液力变矩器流体-固体耦合压力脉动分析

在冲焊型高功率密度液力变矩器的设计过程中,需要考虑在油液非定常流动下叶片所受压力载荷脉动,以及在载荷脉动激励下结构的振动响应。采用基于动网格的流体-固体耦合方法,沿叶片入口至出口方向设定监测点,分析对应位置压力载荷脉动与叶轮振动时域特性,对载荷脉动进行频率转换并对叶轮模态进行频域分析。分析表明:涡轮叶片所受压力载荷脉动幅值最大处位于叶片入口与外环连接处;压力载荷脉动与叶片振动的幅值沿叶片入口到出口逐渐减弱,且随着速比升高载荷脉动幅值与叶片振动响应明显减弱;涡轮脉动峰值频率在叶轮第2阶与第3阶模态之间,随速比升高,压力载荷脉动频域幅值明显减弱。     

导弹水下潜射过程的流体一固体耦合仿真

导弹潜射是集高速流动、冲击、结构响应于一体的流体一固体一气体三态非线性耦合复杂过程，是决定潜射导弹发射成败的关键环节。本文应用LS-DYNA显式程序建立了三种包含水体、空气、导弹、发射井和筒盖的多物质耦合ALE网格模型，使用罚函数流体一固体耦合方法对导弹水下无攻角潜射过程进行了数值模拟，给出了弹体质心的轴向加速度、轴向流体阻力及阻力系数、空泡区压力分布。仿真结果表明，模型2的仿真过程与实际导弹潜射过程最为相符。同时总结介绍了LS-DYNA程序中流体～固体耦合计算的相关设定原则和方法。本文可为潜射导弹的水动力载荷设计和数值仿真提供有益的参考。     

发射筒易碎前盖开盖过程的流体与固体耦合仿真方法

发射筒易碎前盖的压力波开盖过程是一个典型的流体与固体耦合问题。为研究易碎前盖的开启仿真过程,对易碎盖聚氨酯复合材料分别做了静态拉压实验、动态拉压实验,并利用用户子程序VUSDFLD对混凝土塑性损伤（CDP）本构模型进行扩展开发,用以描述易碎盖材料的承载和破裂状况;基于计算流体力学（CFD）的发射筒内流场仿真,对欧拉方法的同工况模型进行仿真校验,并借助耦合的欧拉-拉格朗日（CEL）算法对易碎前盖的开启过程进行仿真。结果表明：所开发的含单元失效的CDP本构模型能较好地吻合材料实验和产品实验情况;CFD与CEL算法相结合的仿真方法能有效解决压力波开盖这类流体与固体耦合问题,且具有较高精度。     

复合固体推进剂双螺杆挤出成型过程DEM-CFD耦合仿真

复合固体推进剂含有固体颗粒较多,传统的有限元分析方法难以准确实现复合固体推进剂在双螺杆挤出过程的仿真模拟。离散单元法(DEM)与计算流体力学(CFD)耦合是一种适合复合固体推进剂生产过程仿真的有效方法,但实现难度很大。基于标定的接触模型参数通过DEM实现了以铝粉和高氯酸铵为主要组分的固体推进剂固体颗粒在双螺杆挤出输送过程的模拟,利用测得液相黏度模型参数通过DEM-CFD耦合计算实现了固体推进剂固体颗粒与液相在双螺杆挤出过程的耦合仿真。结果表明,通过DEM计算得到的固体推进剂固体颗粒在双螺杆中的输送与实验规律相符;对比DEM-CFD耦合仿真与DEM中固体颗粒仿真结果,可见加入了液相的DEM-CFD耦合仿真物料流动性比未添加液相的DEM固体颗粒更好,物料在螺杆输送段的填充率从20%提升到40%,固体颗粒平均输送速度提升150%,螺杆的受力变化不大。     

低亚声速射弹垂直入水的流体与固体耦合数值计算研究

基于多物质的任意拉格朗日-欧拉-拉格朗日流体与固体耦合算法,考虑水的可压缩性,建立了低亚声速射弹垂直入水的流体与固体耦合计算模型。对低亚声速射弹入水时空泡、流场与弹道间的多介质耦合问题进行了数值计算,得到了不同入水条件下入水深度、速度变化曲线和空泡面闭合、空泡深闭合时间。模拟了高速射弹入水后的空泡演化过程,得到了射弹初始入水速度对空泡面、空泡深闭合时间的影响规律以及射弹加速度、应力、应变响应。将阻力系数数值计算结果与经验公式计算结果进行了比较,二者吻合良好,表明该数值计算方法是可行的。     

基于多介质Riemann问题的流体-固体耦合数值方法及其在爆炸与冲击问题中的应用

为提高爆炸与冲击下多介质大变形问题的数值模拟精度,针对具有高度非线性特征、通用形式的Mie-Grüneisen状态方程和流体弹塑性本构方程的多种介质间相互作用问题,提出一种通用、健壮的多介质Riemann问题求解方法,以有效提高物质界面上各物理量的计算精度。结合Euler坐标系下具有锐利界面的守恒型多介质流动数值方法,建立一套能够模拟可压缩流体和弹塑性固体在极端物理条件下大变形动力学行为的数值计算体系。对流体-固体耦合、固体-固体耦合Riemann问题,地下强爆炸、空中强爆炸以及高速冲击等问题开展了数值模拟,计算结果和理论、实测数据符合较好,表明该数值方法能够对典型爆炸与冲击等多介质问题进行有效的模拟。     

基于变胞原理的舰炮装填机构刚-柔耦合动力学建模及误差分析

为满足大口径舰炮的发展需求,提出一种基于变胞原理的装填机构。利用变胞原理进行结构设计,并结合机构运动简图对其进行运动描述和原理分析。采用有限元离散方法,将柔性杆划分为若干梁单元,使用混合坐标系描述梁单元的变形,列出柔性杆的动力学方程。应用Hamilton变分原理建立整个装填机构的刚-柔耦合动力学方程,使用Adams和Ansys联合仿真,得到仿真结果:当系统高速大范围运动时,基于变胞原理的装填机构存在较大的供弹误差;在基于变胞原理的大口径装填机构的研究中,应考虑连杆的柔性变形对供弹精度的影响。     

重装空投中影响货物最大翻转角的因素分析

针对在重装空投过程中,由于货物最大翻转角超出合理范围后引起牵引连接绳单边受到动载冲击,容易使单边的牵引连接绳过载而出现断裂,造成空投失败的问题。分析得出:影响货物最大翻转角的主要因素有飞机速度、摆放位置、货物重心位置等,为了明确这些因素对货物最大翻转角的影响程度,构建了货物翻转运动轨迹模型,并通过实例在不同因素影响的条件下对货物最大翻转角进行计算分析,拟合出货物离机时姿态角和最大翻转角随其因素的变化曲线,实现了不同因素对货物最大翻转角影响程度的可视化。该计算模型为保证飞机空投安全提供了帮助。     

超空泡航行体控制面与主空泡相互作用分析

基于有限体积法,采用均相流模型和流体体积方法开展超空泡航行体在不同空泡流型及不同控制面舵角情况下空化流场数值模拟,研究穿刺空泡情况下超空泡航行体尾部控制面与航行体主空泡之间的相互作用。数值模拟结果表明：航行体主空泡对控制面的影响表现为不同流型下控制面沾湿深度不同,沾湿深度变化量最大可达50%以上,控制面流体动力受沾湿深度影响明显;航行体尾部控制面对主空泡闭合有迟滞作用,主空泡长度平均增量约为3%,控制面存在舵角时将会引起控制面之后的航行体主空泡形态变化,可引起航行体出现不对称沾湿面,且尾部闭合流型受影响最大。因此,超空泡航行体空泡流型设计与控制律设计时应充分考虑控制面与航行体主空泡之间的相互作用。     

箱体结构动强度的流固耦合有限元分析

针对某型车辆综合传动变速箱箱体,进行了流固耦合数学表达式的推导,并建立了箱体与箱体内油液的流固耦合有限元模型。首先分析了油液高度对箱体模态的影响;其次分析了其所受的动载荷,并进行了有限元的数值仿真计算,应用第四强度理论对箱体的强度进行了分析;最后根据计算结果,对该箱体结构进行了有针对性的加筋强化并对强化后的箱体振动再进行计算。仿真计算结果表明：进行加筋处理后的箱体结构振动幅值和应力均能得到有效抑制。     

海上柔性并联平台空间动力学建模与分析

针对某海上螺旋副-虎克铰-球铰(HUS)柔性并联平台由快速稳定和大负载引起的支撑连杆弹性变形和负载瞄准位置偏差问题,进行了空间弹性动力学建模。采用模态函数和空间等截面梁单元模型对弹性连杆进行空间建模,基于虎克铰和球铰连接的连杆为两自由度空间运动,推导了空间单元坐标与系统坐标的两自由度转换矩阵,利用平台的运动学和动力学约束条件建立了HUS柔性并联平台的空间弹性动力学方程;运用Newmark方法对弹性动力学方程进行离散求解,分析了平台的弹性动力学响应和支撑连杆的最大动应力,并进行了动力学测试实验;进一步分析了弹性变形对负载瞄准精度的影响。研究结果表明：由弹性变形引起的支撑点最大位移为2.45 mm,且x轴明显大于y轴和z轴;由弹性角位移引起最大位置偏差为1.35 m. 实验结果与仿真结果一致,验证了数值建模的有效性。     

液力变矩器叶片流固耦合强度分析

在高功率密度液力变矩器的设计过程中,为解决在泵轮转速大幅提高时带来的叶片强度问题,基于流固耦合分析技术(FSI),将某型液力变矩器的流场分析与强度分析相结合,提出其一般分析方法和流程,通过计算流体动力学和有限元数值模拟,实现了叶片强度较为准确的预测,确定了叶片的应力分布和变形情况,为高功率密度液力变矩器叶栅系统的工程设计提供了理论依据。     

高超声速弹头俯仰动态特性数值研究

在Etkin的非定常气动力模型基础上,采用非定常Navier-Stokes方程描述高超声速导弹标模外形(HBS)的非定常强迫振动流场,引入采用Power限制器的空间三阶精度PWNND格式进行数值离散,研究HBS在不同攻角下的俯仰阻尼特性,并与实验及牛顿理论结果进行了对比;同时还研究了包括振动减缩频率、振动振幅及底部流动等因素对HBS俯仰阻尼特性的影响。     

旋转导弹横向喷流/超声速来流干扰数值模拟

以旋转坐标系下Navier- Stokes方程为控制方程,用有限体积法、对称TVD格式和重叠网格技术对带有单股和两股横向喷流旋转导弹的喷流干扰流场进行了数值模拟,计算了喷流与来流、喷流与喷流之间的干扰情况。结果表明：两股喷流增强了与来流之间的干扰,喷流与喷流间也存在干扰;两种干扰影响使力放大因子较单股喷流高;旋转使喷口前的分离区形状改变;在背风面喷流时,旋转使喷流羽流发生周向偏转,影响喷流干扰力放大因子。     

基于双微楔的高超声速激波与边界层干扰控制研究

高超声速飞行器在流场中通常会伴随激波与边界层干扰(SWBLI),其引发的流动分离将导致进气道性能下降。采用分离涡模型结合有限体积离散方法、自适应网格加密技术,对来流马赫数为7.0流场中SWBLI诱导的流动分离进行数值模拟,并基于边界层流向速度、压力梯度、形状因子、总压损失等参数讨论了不同微楔高度的控制效果,分析双微楔的控制机理。研究结果表明：双微楔产生的两对流向涡对之间的相互诱导促进了各自流向涡对之间的卷吸作用,使得双微楔对分离气泡的消除效果优于单只微楔;流动总压损失系数随着微楔阵列高度的增加呈先减小、后增加的趋势;综合讨论流向涡强度与形状阻力的影响,高度为35%分离气泡厚度的双微楔控制效果最好,分离气泡局部可减小至回流消失,边界层形状因子峰值降低86%,总压损失降低1.9%.