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.     

采用非定常N—S方程的翼型颤振特性分析研究

以非定常N－S方程为主管方程,计算翼型振动的瞬时非定常气动力,并与颤振方程耦合求解,用时间推进的方法,计算了结构响应特性。经多个算例计算,研究了颤振的临界速度随马赫数的变化规律以及极限环振荡等非线性特性。计算结果与其它献计算结果吻合很好。     

连续式跨声速风洞中带真实舵机的舵面颤振试验

颤振风洞试验是研究飞行器跨声速颤振特性的重要方法和手段,相比暂冲式风洞,连续式跨声速风洞的长时间运行能力和负压运行能力等优势非常适合开展颤振试验研究。重点突破连续式跨声速风洞颤振安全防护技术以及振动信号处理和分析技术,结合安全防护控制软件、防喘阀快速降速压和防护格栅网等手段,能够对模型和风洞起到良好的保护作用,利用谱峰值倒数外插能够在试验过程中获得较为可靠的颤振边界,为试验安全性起到良好的支撑作用。针对根部固支和舵机支撑(包括机械舵机和真实舵机)2种边界条件,利用定马赫数阶梯变速压和连续变速压2种方式开展了舵面颤振试验。结果表明：阶梯变速压和连续变速压2种方式得到的颤振边界非常接近,颤振速压差别不超过5%;真实舵机的作用对舵面颤振特性的影响很难通过数值计算方法获得,风洞试验是研究该问题的重要手段,试验结果表明反馈作用可以提高颤振速压,对所提舵面模型颤振速压提高约10%。     

柔性翼型的气动弹性建模与颤振特性分析

运用Hamilton原理推导了柔性翼型的沉浮-俯仰-弦向弯曲三自由度运动方程,给出了考虑弦向弯曲变形的平板薄翼作简谐运动时非定常气动力的解析表达式,建立了柔性翼型的气动弹性模型．在此基础上,研究了柔性平板薄翼的颤振特性．结果表明:对于平板薄翼而言,单一的弦向弯曲运动是不稳定的．对于给定的沉浮和俯仰振动频率,平板薄翼的颤振速度和其弦向弯曲振动频率有着很大关系．当弦向弯曲振动频率小于俯仰振动频率时,发生颤振的是弦向弯曲分支,颤振速度远小于沉浮-俯仰经典模型的预测值;当弦向弯曲振动频率为俯仰的2.5倍时,弦向弯曲和俯仰分支同时发生颤振;当弦向弯曲振动频率大于俯仰的2.5倍时,发生颤振的分支转为俯仰;当弦向弯曲振动频率大于俯仰的5倍时,沉浮-俯仰-弦向弯曲模型与传统二自由度模型的预测值几乎相等．     

间隙非线性对二元翼段颤振特性影响

为了研究间隙非线性对颤振特性的影响,本文采用基于非定常雷诺平均方程的非定常气动力求解方法,耦合结构运动方程建立了时域气动弹性分析系统,并运用该系统计算三自由度无间隙二元翼段构型的颤振速度。采用描述函数法对间隙问题进行处理,得到了间隙非线性所带来的极限环振荡现象,并分析亚跨音速阶段间隙大小对颤振特性的影响。通过研究预加载对颤振特性的影响,得出预加载能够减弱间隙非线性影响,有效提高系统颤振速度。     

DLR-F6复杂组合体跨声速阻力计算研究

为了考察阻力预测的准确性,评估挂架/吊舱引起的阻力增量,分析网格和转捩对阻力及阻力增量的影响,采用不同密度网格,对DLR-F6翼/身和翼/身/挂/舱组合体跨声速流场进行了全湍流和固定转捩2种方式的数值模拟.翼/身和翼/身/挂/舱组合体均得到了网格收敛性结果,机翼表面和吊舱表面压力分布与实验数据吻合良好.预测的阻力增量高出实验数据0.000 3,优于其他软件的结果.网格细分对壁面压力分布影响较小,对阻力尤其是压差阻力影响较大;相对于全湍流,转捩对阻力尤其是摩擦阻力影响较大,对挂架/吊舱引起的阻力增量几乎没有影响.     

超临界CO2流体中超声声速的研究

为了研究超临界CO2流体中超声声速特性，设计了可用于超临界CO2流体的声速测量装置，采用频率2．5MHz单探头的脉冲回波法测量了温度为25～55℃，压力为10～26MPa的CO2流体声速。结果表明：超临界CO2流体声速随压力的增加而增大，随温度的升高而降低，超临界CO2流体声速是压力和温度的函数。     

旋翼跨声速流动气动噪声的一种高效算法

采用Euler/Kirchhoff方法,计算了直升机旋翼悬停流场的远场噪声。在采用CFD方法求解非定常旋翼悬停流动的Euler方程的基础上,采用Kirchhoff公式计算了直升机悬停流动的远场噪声。中对Kirchhoff面的选取、源点延迟时刻的确定方法进行了研究,并提出了一种由Euler方程解确定Kirchhoff面上物理参数及其空间法向导数的高效三维线性插值方法。对UH－1H直升机旋翼跨声悬停流动的远场噪声进行了定量计算,计算结果与实验值相比较,符合较好,验证了本方法的正确性。     

响应面方法在跨声速翼型气动优化设计中的应用研究

基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计研究。通过采用分次优化、逐步逼近的方法有效地解决了应用响应面方法进行多变量优化设计时拟合精度较低的问题。首先进行了翼型的反设计来验证该方法的可靠性,然后进行了跨声速翼型减阻优化设计。流场控制方程均采用N-S方程。响应面模型采用完全二阶多项式来构造,试验点的选取满足D优化准则。优化设计算例表明:进行分次优化所构造的模型精度满足设计要求,优化结果误差均小于1%;方法实用有效,减阻设计中阻力系数减少了19.34%。     

机翼-机身-尾翼结构的跨音速颤振分析研究

利用无限插值方法(TFI)生成三维多块贴体运动网格，以Navier-Stokes方程为控制方程，求解机翼-机身-尾翼结构的跨音速非定常气动力，并与颤振方程耦合迭代计算，求解飞行器广义位移响应的时间历程，根据广义位移的时间历程的衰减、等幅和发散振荡等情况确定飞行器跨音速颤振临界条件。为了提高计算效率，研制了以多台微机组成的分布式计算系统。开发了颤振分析并行软件。经算例验证，计算结果与实验结果和理论分析相吻合。     

跨音速单自由度非线性颤振--嗡鸣的数值分析

在非结构运动网格耦合欧拉方程求解跨音速非定常流场的基础上，考虑了翼面一操纵面系统的缝隙间网格运动问题。采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程。通过与气动力方程的联立求解，在时域内用四步龙格一库塔方法求解结构运动方程。细致地研究了翼面一操纵面系统的跨音速单自由度非线性颤振现象——嗡鸣，阐明了操纵面发生嗡鸣的机理。并在此基础上，数值模拟了有扰流片情况下的操纵面嗡鸣现象，论证了扰流片可以起到抑制嗡鸣发生的作用，具有很好得指导工程实践的价值。     

Aero-Elastic Flutter Characteristics of Laminated Composite Panel Embedded with Shape Memory Alloy Wires

超声速流中铺设形状记忆合金丝的复合材料壁板的

颤振研究

曹登庆¹,邵崇晖¹,许玉乾¹,赵海²

（1.哈尔滨工业大学 航天学院,哈尔滨 150001;

2.中国电子科技集团公司第二十九研究所,成都 610000）

创新点说明：

建立了分析铺设形状记忆合金丝的壁板颤振的新方法,并将此方法应用于研究形状记忆合金参数和安装角度对颤振抑制效果的影响。

研究目的：

研究超声速流中铺设形状记忆合金丝的复合材料壁板的颤振特性。分析了形状记忆合金的份数、预应变和温度对壁板临界颤振动压以及降低极限环幅值的影响。

研究方法：

采用von Karman大变形位移应变关系和三阶气动活塞理论描述壁板颤振模型中的几何非线性因素和气动非线性因素,基于Brison本构模型描述形状记忆合金丝的非线性恢复力,利用Hamilton原理建立超声速流中壁板的非线性运动微分方程。采用伽辽金离散法对所得的壁板偏微分运动方程进行空间离散,得到壁板的常微分运动方程组,最后采用Runge-Kutta法对壁板的动力学响应进行数值模拟。采用非线性动力学理论求解了壁板的临界颤振动压。

结果：

在复合材料层合板中铺设形状记忆合金丝可以提高壁板的临界颤振动压,形状记忆合金的最佳铺设角度是沿着气流来流方向。

结论：

通过加热形状记忆合金、增加其份数和预应变可以提高壁板的临界颤振动压,并且可以降低极限环颤振幅值。

关键词：壁板颤振,形状记忆合金,复合材料,极限环振动

     

Navier-Stokes方程预处理方法及其对翼型绕流数值模拟的应用

在与定常方程相容的情况下,通过对N av ier-Stokes方程的时间导数项实施Cho i及Turkel矩阵预处理,发展了适用于低、亚、跨声速粘性流动的有效的预处理方法。对预处理后的控制方程采用了Jam eson格式进行有限体积空间离散和Runge-K utta显示时间推进求解,以及采用了FA S多重网格方法加速收敛。对RAE 2822、GAW-1等不同类型翼型进行了低速和跨声速流动的数值模拟。算例表明:Cho i预处理方法和Turkel预处理方法均有效改善了时间推进方法对低马赫数流动计算的收敛性,而且提高了计算精度;预处理方法同样适用于跨声速非线性流动的计算,且表现出了一定的加速收敛效果。     

带结构刚度非线性的超音速弹翼颤振分析方法研究

提出了带结构刚度非线性的超音速弹翼的颤振分析方法。以非定常可压三维N-S方程为基础，利用NND-LU混合差分格式，Baldwin-Lomax紊流模型，C-H贴体运动网格计算非定常气动力，并和变系数颤振方程耦合，用时间推进求解的方法计算带非线性结构刚度的翼面颤振特性。通过一个带结构刚度非线性的导弹全动翼面的算例，计算研究了3种常见的结构刚度非线性(间隙型，转折型，三次型)对颤振特性的影响。计算结果表明，间隙型的刚度非线性使颤振速度下降。转折型和三次型刚度非线性能提高额振速度。在一定的速度范围内带结构刚度非线性的颤振系统可能出现极限环振荡。     

多网格法求解跨音速叶栅绕流的计算

应用时间推进有限体积法,采用双层网格进行了带激波的跨音速叶栅绕流流场计算,有效地提高了时间推进有限体积法的收敛速度,减少了计算时间。实例计算结果与实验结果吻合良好。     

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。     

跨音速三维操纵面嗡鸣数值方法研究

在非结构化动态网格耦合欧拉方程求解跨音速非定常流场的基础上,考虑了翼面-操纵面系统的缝隙间网格运动问题。采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程。通过与气动力方程的联立求解,在时域内用四步龙格-库塔方法求解结构运动方程。数值分析研究了NA SA三维操纵面嗡鸣标模算例——全翼展操纵面NA SP(N ationalA eroSpace P lane)基本型机翼-操纵面嗡鸣现象,并和风洞实验结果进行了对比,取得了一致的结果,说明了该方法的正确性。     

超临界二氧化碳细管内流动与换热特性分析研究

对超临界压力下二氧化碳在水平管内的对流换热进行了模拟研究,分析了热流密度、壁面温度、质量流量以及压力等对二氧化碳对流换热的影响.结果表明:热流密度和壁面温度对换热系数的影响相对较小,质量流量和压力的影响较为显著,质量流量升高,传热系数有明显提高,压力越接近二氧化碳的临界压力,传热系数在临界点附近的变化越明显,峰值越高.