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。     

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。     

直机翼静气动弹性特性研究

现代亚音速飞机的柔性较大,其静气动弹性对载荷分布有重要影响。为此,基于全机地面共振试验结果建立机翼的结构有限元模型,利用颤振风洞试验测量的弹性变形对基于偶极子格网法的定常气动力进行下洗修正,建立了直机翼的静气动弹性模型,分析了静气动弹性对直机翼飞行载荷分布的影响。结果表明:静气动弹性使直机翼存在"弹性加载"效应。直机翼结构设计时,应考虑静气动弹性引起的飞行载荷分布问题。     

基于HAJIF软件的翼面结构静气弹分析

气动弹性问题是飞机结构设计过程中必须考虑的问题。HAJIF具备成熟的静、动、热和气弹分析及优化功能。本文介绍了HAJIF软件静气弹分析的理论,针对某无人机机翼,简要介绍了结构建模方法和气动力建模方法,并分析给出了舵面操纵效率与操纵反效及翼面发散速度。结果表明,HAJIF软件可准确快速地给出翼面结构的静气弹特性。     

考虑滑流效应的静气动弹性分析研究

随着电推技术的快速发展,分布式螺旋桨推进技术在中小型飞行器中的应用研究更加深入。针对大展弦比机翼柔性较大、变形大问题,开展螺旋桨滑流效应与机翼弹性变形的复杂气动结构耦合研究。基于自研CFD软件,采用激励盘代替螺旋桨计算定常气动力,通过RBF方法进行气动力和位移的双向插值,结构计算基于开源程序TACS,完成分布式多旋翼-机翼静气弹分析方法及程序的建立。重点研究螺旋桨旋转方向和转速对机翼气动特性的影响,结果表明,螺旋桨顺时针旋转时阻力更大,旋转方向对机翼升力和变形量影响较小;螺旋桨转速越高,翼尖位置处的静气弹变形越明显,导致机翼表面的气动力重新分布。     

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。     

典型翼面结构热力协调加载技术

针对某型翼面结构热力联合试验,提出了在热环境中采用托板与拉杆组合方式力载荷施加技术,该技术能够减小力载荷对温度场均匀性的影响。同时,采用带滑轮的加热装置,实现了与翼面变形的随动,满足高温环境下翼面大变形时的加载要求,并在试验中成功应用,为以后热试验设计开拓了新思路。     

真实气体效应下高超声速进气道多场耦合仿真

吸气式高超声速飞行器速域的不断拓展,使进气道部件在强烈的气动载荷以及热载荷作用下与外部流场耦合效应明显,同时高温流动中的真实气体效应会进一步加剧进气道内多场耦合关系的复杂性。通过在多场耦合仿真中考虑真实气体效应影响,针对壁面共轭耦合传热下高超声速进气道气动性能以及结构温度场的非定常变化进行数值模拟。研究发现：受壁温升高的影响,300 s时刻进气道出口气流温度相比初始时刻上升13.30%,压力升高13.53%,总压恢复系数下降2%,而流量系数几乎不发生变化。50 s时刻,唇缘和前缘处壁温达到2 350 K,内通道最高壁温为1 200 K,而在300 s时刻内通道最高壁温也接近1 900 K。因此在兼顾内通道防热设计的同时,要着重考量前缘及唇缘热防护设计的可靠性。     

改进的动弹网格方法在航空气弹计算中的应用

气动弹性是现代航空气动力计算中一个突出的问题。主要研究基于Delaunay图映射方法的动弹网格的欧拉方程CFD计算及其在航空标模M6机翼上的静气动弹性应用。以Delaunay图映射方法为基础,针对三维非结构运动网格技术进行了研究、开发和改进,同时利用计算流体力学的方法,开发了一套适用性较好的非结构网格欧拉方程流场求解器,进一步通过流固耦合的力学方法,对航空标模M6机翼的静气动弹性问题进行了研究和分析,给出了CFD并行计算的设计方法及算例。     

基于热弹变形的圆柱齿轮理想修形曲线

提出一种求解圆柱齿轮理想修形曲线的方法，应用耦合热弹接触有限元技术，分析轮齿在齿间载荷分配、齿面压力分布、轮齿弹性变形、齿面摩擦、轮齿温度场、轮齿制造误差因素作用下齿轮传动的啮合刚度，尽可能真实地模拟运转过程中啮合轮齿的形态，确定轮齿的刚度变化规律，通过数值拟合寻求最佳修形参数，在此基础上，得到圆柱齿轮理想修形曲线。     

高超声速翼型气动特性设计与研究

具有更宽速度域的优良的气动特性已经成为高超声速飞行器发展的必然趋势。因此,对于现代高超声速飞行器翼型的设计,需考虑宽速度域范围内的气动特性。采用基于RANS的CFD数值计算方法,开展了高超声速翼型的气动特性设计与研究,设计了两种具有更加优良的低速、跨声速气动特性的高超声速翼型。对这两种翼型进行了综合评估,并与基准翼型的气动力特性进行对比分析。研究结果表明,第一种优化翼型在跨声速状态下的升阻比达到97. 40,第二种优化翼型在低速状态下的最大升力达到0. 719,相比于基准翼型,两种优化翼型在低速和跨声速下的气动特性得到提高。     

热应力对机翼结构固有频率的影响分析

研究了热应力对飞行器机翼结构固有频率的影响。用ANSYS建立机翼结构有限元模型,计算了均匀温度场、非均匀温度场和非均匀可变温度场条件下的结构热应力分布和振动模态。根据固有振动的结构变形,分析了热应力对固有频率的影响效应。研究结果表明,热环境下机翼结构因材料属性的退化导致固有频率下降,但对于振型节线处于翼面内部的振动模态,附加热应力刚度矩阵在结构总刚度矩阵变化中起主导作用,使该阶固有频率增大。     

计及热效应的小展弦比机翼气弹稳定性分析

以小展弦比机翼为例，分析其在超声速巡航过程中翼面的气动弹性稳定性。采用分层求解思路，按时间序求解超声速巡航过程瞬态热环境下的翼面温度分布、热模态和颤振边界。分析可知：在根部完全固支条件下，结构各阶固有频率在气动加热初期较常温时均有所提高，随着气动加热的进行，其各阶固有频率却不同程度上发生下降，特别是扭转模态频率；固有频率的下降直接降低气流中机翼弯、扭模态耦合频率，最终降低飞行器的颤振边界；不同的边界约束条件对机翼内部热应力的变化规律影响程度不同，边界约束越少，热应力的变化对结构刚度和颤振边界的影响也越小。     

考虑热弹耦合的斜齿轮接触特性及修形研究

利用ANSYS-APDL参数化建模,建立可以考虑不同齿顶修缘量的斜齿轮啮合模型。通过赫兹接触理论和摩擦学原理,计算有限元模型的边界条件和载荷,得到齿轮副本体温度场的分布。将齿轮本体温度场作为体载荷施加在啮合齿轮副上,分别对齿轮系统进行结构分析、热变形分析以及热弹耦合分析。通过对比结构分析和热弹耦合分析结果中齿轮变形和应力分布以及传动误差的分布,研究齿轮系统温度场对齿轮接触特性的影响,确定考虑齿轮系统热变形的齿廓修形参数。将修形前后齿面温度场的分布结果以及热弹耦合分析结果进行对比。结果表明轮齿热变形对啮合性能影响显著,因此修行时应考虑齿轮热变形影响。     

辊磨机磨盘温度场及热-结构耦合分析研究

运用有限元法对辊磨机磨盘温度场与热-结构耦合进行了分析与研究。在分析过程中,采用APDL参数化设计语言将实测得到的温度场施加到磨盘有限元模型上进行有限元分析,以实测数据为基础,所确定的温度场更接近于实际温度场。通过数值求解,得出了辊磨机磨盘的温度场和热-结构耦合场热应力分布。     

热弹变形对核主泵用流体静压型机械密封性能的影响

针对核主泵用流体静压型机械密封在高压和高速条件下,其密封性能易受端面热弹变形影响的特点,通过建立收敛台阶端面流体静压型机械密封的稳态传热模型,并考虑流体粘度随压力、温度的变化,建立端面流体膜压力和密封环温度的控制方程,采用有限差分法求解各控制方程,采用有限元法求解密封环热、弹变形,对密封进行流、固、热耦合分析,研究热弹变形对密封性能的影响;同时改变操作参数,研究端面温度、热弹变形、端面流体膜平衡间隙等随之产生的变化规律.结果表明,端面的弹性变形大于热变形;热弹变形的综合影响使端面由外径向内径形成收敛间隙,导致开启力、泄漏率和液膜刚度增加;动环角速度越高,流体温升越大,端面热变形越明显,泄漏率越大;流体注入温度越低,温粘效应越显著;流体注入压力越高,热弹变形量越大,密封端面平衡间隙亦越大.     

汽车通风盘式制动器的流固热多物理场耦合建模与分析

基于两相耦合的通风盘式制动器热力学研究方法与实际边界条件存在一定偏差。为提升制动器温度场和应力场的计算精度,综合运用紧耦合和松耦合算法,通过MPCCI数据交换平台实现ABAQUS(固体模型)与FLUENT(流体模型)求解器的同步迭代及耦合参数的实时共享,即温度场、应力场和空气流场的完全耦合运算,采用Link3900 NVH台架试验校验温度场计算结果。流体模型动区域采用滑移网格技术处理,湍流模型选择RNG k-ε模型,边界层内的求解选用非平衡壁面函数法,确保第一层网格节点的y+值在30～60。根据通风盘端面和肋片结构设置不同方向的节点路径,得出耦合面温度、应力以及对流换热系数沿不同方向的变化规律。结果表明,对应节点的瞬态温度计算值与试验值表现出良好的匹配性,平均偏差低于4%。该研究方案可有效地保证整体模型的计算精度和效率,为通风盘式制动器的优化设计提供重要的依据。     

高速数控车床刀具热变形的计算分析

以高速数控车床刀具为研究对象,结合具体工作条件,对刀具进行切削过程热变形分析。首先进行刀具温度场理论分析,建立刀具温度场的传热模型,对刀具传热过程进行分析。进而采用ANSYS对刀具进行切削过程温度场仿真,并进行热结构耦合获取刀具热变形量。研究结果表明:文中在一定程度上实现了对刀具热变形的定量计算分析和研究,为进一步研究刀具热变形对加工精度的影响,以及采用何种误差补偿方法提高加工精度等奠定了良好的研究基础。     

高温高压和高速工况下SCO2动压密封端面的热弹变形研究

在高参数工况下,超临界二氧化碳(以下简称SCO2)动压密封的端面容易发生热弹变形,从而影响动压密封性能,针对该问题,建立了SCO2动压密封热流固耦合数值分析模型.在考虑了粘性耗散的基础上,求解了密封环温度场,采用CO2真实物性数据求解了流体膜压力场,将温度场和流体膜压耦合到密封环上,求解了密封端面的热弹变形;对比研究了...     

一种基于MTS FlexTest 200型控制器的热试验控制方法

全方程热流控制方法将结构热试验与理论计算相结合,可考虑到气动加热与结构热响应的实时耦合效应,能够按照飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对模拟气动加热过程实施快速准确的动态控制。采用该方法对某热试验进行控制,将试验结果与温度场分析软件计算结果进行对比,结果符合良好,验证了全方程热流控制方法的准确性。采用该方法可以提高结构热试验模拟精度。