高超声速飞行器激波干扰区缝隙流动传热特性研究

针对高超声速飞行器激波干扰区附近缝隙流动传热问题,建立激波发生器和缝隙的二维模型,利用CFD仿真分析技术,分别研究了激波作用于缝隙前、缝隙中和缝隙后情况下缝隙内部流动传热特性。结果表明,相比较无激波的状态,激波作用于缝隙前和缝隙中时,会明显改变缝隙内部流体的旋涡结构,使得缝隙内部流动强度和热量急剧增加;当激波作用于缝隙后部时,缝隙内部流体的旋涡结构没有明显改变,且靠近缝隙口的远端壁面热流有局部降低,有利于热防护结构的维型。研究结果表明,结构热防护设计时应避免激波作用在缝隙前部和中部的位置。

基于SCI／ERA方法的高效气动力降阶模型

由正交Walsh函数构造Walsh-单信号-复合-输入,对其作用下的计算流体力学响应采用单信号-复合-输入/特征系统实现算法SCI/ERA(Single-Composite-Input/Eigensystem Realization Algorithm)辨识得到离散时间非定常气动力状态空间降阶模型。通过对Isogai机翼剖面气动弹性算例的计算证明该方法具有和非定常计算流体力学方法相当的精度同时模型维数降低2个数量级;在模型构造时间上,SCI/ERA方法比脉冲/ERA方法计算效率提高24%,同时内存占用减小34%;由理论分析可知当耦合结构模态数目增加时,SCI/ERA方法所需的计算开销增幅远小于脉冲/ERA方法;采用频域平衡特征正交分解BPOD(Balanced Proper Orthogonal Decomposition)方法可以准确地从降阶模型中提取出一个低频二次降阶模型,同时保持与原模型相当的精度。二次降阶后模型维数进一步减小88%。

弹性变形对细长旋成体压心影响研究

采用CFD/CSD耦合方法计算了纵向平面内细长旋成体的静气动弹性问题,研究了不同攻角下弹性变形对细长旋成体压心位置的影响规律。流场计算采用可压缩N-S方程求解,湍流模型采用可实现k-ε模型;采用自动支撑惯性释放方法计算了无约束细长旋成体的静气动弹性变形。算例结果表明:1随着攻角增大,静气动弹性变形呈现从一阶弯曲为主到一阶、二阶弯曲共存形式;2无论是刚体模型还是考虑静气动弹性变形的弹性体模型,其压心位置都随攻角增大而后移;3相同来流攻角下,静气动弹性变形使细长旋成体头部攻角增大,导致压心位置相对刚体模型靠前;4随着攻角增大,细长旋成体圆柱段上压力分布逐渐增加,弹性变形引起的头部压力增加对整体压心位置的影响逐渐减小,因此压心位置前移量逐渐减小。对于本文计算模型,弹性变形引起的压心位置改变量不超过弹身长度的1.55%。

时域CFD/CSD耦合方法能量精度分析及应用

研究两类时域计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合方法:串行分区方法和并行分区方法。从耦合界面能量守恒的角度分析不同耦合方法对能量守恒误差的影响。在非同位方法和并行分区方法的基础上提出非同位并行分区方法。使用不同的耦合方法,对二维气动弹性算例Isogai Wing进行计算,结果表明减小耦合界面上的能量守恒误差可以有效的提高计算精度,效率高于紧耦合方法;非同位分区方法的能量守恒误差小于同位分区方法,并且可以使控制方程满足界面连续条件;非同位并行分区方法继承非同位分区方法和并行分区方法的全部优点,采用该方法计算颤振边界,和文献结果吻合。

超高速流动中气膜冷却技术的研究综述

气膜冷却有长航时、高冷却效率和可重复使用等优点,被认为是天地往返航天器中极有前景的热防护技术。在超声速流动中气膜冷却研究主要集中在切向槽缝射流构型。在超高速流动中,钝头逆向射流气膜冷却研究也已经出现,且相关研究表明该技术有良好的防热减阻效果。在冷却剂物性上,冷却剂分子量、比热、黏度和声速均会影响冷却效率,其中比热的影响较大,模化研究需要注意该因素。在流动条件中,吹风比、激波和边界层状态均会影响气膜冷却效率。对切向气膜冷却来说,激波入射会降低冷却效率,这是因为激波会提高当地绝热壁温,同时加快冷却剂的耗散。然而,激波与交叉射流离散孔气膜冷却相互作用的报道较少,亟须精细化研究探索其作用规律及机理。

连接翼布局的非线性屈曲分析

以连接翼结构为研究对象,通过非线性有限元方法对其进行非线性屈曲分析,研究连接翼几何参数和载荷分布对结构非线性屈曲特性的影响规律。连接翼采用基于Co-Rotational格式的三角形平板壳单元进行建模,采用弧长法计算非线性屈曲的位移突跳现象以及后临界变形模式。研究结果表明连接翼典型的载荷-位移曲线模式包括刚度软化、位移突跳不稳定和刚度刚化三部分。连接翼夹角增大后非线性屈曲载荷因子逐步降低,但存在一个临界夹角,当角度超过临界角后载荷-位移曲线模式中的位移突跳不稳定阶段就不会出现。增加连接翼高度可提高结构的非线性屈曲载荷。在连接翼夹角不变条件下,减小下翼展长可有效提高非线性屈曲载荷,同时其载荷-位移曲线模式中的位移突跳不稳定阶段也将不存在。调整连接翼的载荷分布,将载荷更多地施加于上翼的同时减少下翼的载荷可提高结构的非线性屈曲载荷。

基于共旋有限元格式的非线性连接翼气动弹性响应分析

基于Generalized-α算法,推导得出了基于co-rotational(共旋)有限元格式的三角形平板壳结构非线性动力学近似能量守恒算法,该算法在每个时间步长内使用动力学平衡方程预估-校正迭代方法来保证算法的稳定性。结合计算流体力学方法(CFD)和松耦合求解策略发展了薄壳结构非线性气动弹性求解方法。采用本文所述方法,针对Prandtl平板连接翼结构,对其在两种不同飞行条件下的瞬态响应进行了仿真。当攻角为正且动压较大时,连接翼的响应出现了三个振动平衡位置,并且达到静气动弹性平衡时其变形为弦向低头展向向下弯曲;当攻角为正且动压较小时,连接翼的振动响应只出现了一个平衡位置,且其静气动弹性变形构型为弦向低头展向向上弯曲。仿真结果表明,连接翼结构的气动弹性响应较一般单翼更为复杂,因此,在结构设计过程中需要采用高保真度的分析手段对连接翼结构的气动弹性特性进行分析。

基于Levenberg-Marquardt算法的材料温度相关热物性参数辨识

为了从材料的温度响应中估计和修正热物性参数,结合Levenberg-Marquardt(L-M)优化算法和一维非线性非稳态热传导方程给出了材料温度相关热物性参数辨识和置信区间估计方法。通过两个数值算例对该方法进行考核,结果表明:固定参数赋值影响热物性辨识的准确性,赋值为真值时辨识结果为无偏估计,反之为有偏估计;辨识结果的不确定度与辨识数据的噪声水平呈现正相关性;同时辨识热导率和比热容时,比热容辨识结果精度高于热导率结果;F-检验方法和渐进标准差都可以估计参数置信区间,反映辨识结果的不确定程度,F-检验方法还可以反映出辨识结果不确定度的非线性程度。从两个算例结果可知,本文提出的温度相关热物性参数辨识方法可行,辨识精度满足工程使用要求。

基于希尔伯特变换的舵机系统间隙参数辨识及试验方法

针对舵机间隙参数辨识问题,设计了间隙可调的试验装置模拟舵机传动机构的间隙,以静载突卸方式使其产生自由振动,应用基于希尔伯特变换的自由振动分析方法得到双折线弹性力曲线并辨识间隙参数。并进一步应用于真实飞行器舵机间隙的辨识中。该试验方法获取的振动数据信噪比良好;辨识结果表明本文方法可更为准确的识别出舵机间隙参数,工程评估结果更为安全,对于小型舵机具有良好的适用性。

含氮酚醛微球阻燃有机硅橡胶及其作用机制

以三聚氰胺、间苯二酚和甲醛为原料,采用水热法制备出一种单分散的含氮酚醛微球,将其作为填料加入甲基苯基硅橡胶,研究了所制硅橡胶材料的拉伸性能、阻燃性能及高温稳定性。锥形量热仪与极限氧指数试验结果表明,含氮酚醛微球的加入能够显著提高硅橡胶的阻燃性,使热释放速率峰值从220kW/m^(2)降至125kW/m^(2),极限氧指数从21.11%升至28.83%,表现出含氮酚醛微球优异的阻燃功能。进一步通过热重-红外联用、热裂解-气质联用、形貌分析等表明,含氮酚醛微球通过在气相中释放三聚氰胺、氨气等气体,以及在固相中维持硅橡胶体积和形状的方式提高了硅橡胶的阻燃性。拉伸试验、高温炭化试验及扫描电镜分析表明,含氮酚醛微球与硅橡胶的相容性较好,能够显著将硅橡胶的拉伸强度从0.24MPa提升至0.74MPa,同时维持其断裂伸长率在110%左右,并能增加炭化后产品的结构完整性,在耐烧蚀硅橡胶防热涂层中具有一定的应用潜力。

考虑多场耦合效应的飞行器头罩热防护结构数值分析

为了更为高效准确地使用数值分析方法研究多场耦合问题,充分考虑各物理场之间的强弱耦合关系,发展了有限体积法(finite volume method, FVM)和有限元法(finite element method, FEM)相结合的多场耦合分析方法,并应用到飞行器头罩热防护结构的数值分析中,得到了飞行器头罩结构内部的温度和热变形分布,可以为飞行器头罩的热防护设计工作提供参考。

基于小波分析的飞行器飞行工况振动环境

根据频带分析需求,对遥测数据依据香农采样定理进行重采样,并利用小波包对原始数据进行降噪处理。随后,对降噪后数据进行小波时频分析,对照空中时序对数据进行了解释。然后,对该数据进行小波谱分析,并且与基于快速傅里叶变换(FFT)的谱分析进行比较,讨论了各自特点。最后,将飞行器飞行工况振动数据进行小波功率谱分析,并绘制出其功率谱包络线,为地面环境振动试验提供真实参考。

固体火箭发动机喷管两相流动下的热固耦合研究

考虑喷管各部分结构的传热特性和力学特性,结合喷管内颗粒流动情况,分析高温下喷管热变形的变化规律。结果表明:喷管结构对流固交界面及内部交界面处的温度有较大的影响;喷管的总变形量和轴向变形量沿轴向逐渐增大,在尾部达到最大值,径向变形量沿轴向先增大后减小再增大,在尾部达到最大值;两相流动使喷管的变形量增大。

高超声速舵面颤振分析

使用分层求解技术进行了高超声速舵面的颤振分析。基于Volterra级数降阶模型构造非定常气动力状态空间模型;应用载荷参数空间插值传递方法实现气动网格和结构网格之间的数据传递;应用非耦合热-结构方法得到热结构有限元模型;结合非定常气动力模型构造气动弹性分析模型。最后应用该气动弹性模型,针对一个根部固支的高超声速舵面进行了颤振分析。计算结果表明受高超声速气动热载荷影响,根部固支舵面的一阶弯曲和扭转频率变化较大,从而导致临界颤振速度下降较多。

基于CFD/CSD耦合的二维壁板颤振特性研究

该文基于CFD/CSD(计算流体动力学/计算结构动力学)耦合方法,在时域内对二维壁板的颤振进行了分析。采用D’Alembert原理和有限元方法,建立了壁板在超声速流作用下的非线性动力学模型。采用Von Karman非线性应变位移关系来描述结构大变形,用Euler方程计算了非定常气动力。应用载荷参数空间插值传递方法,实现了气动网格和结构网格之间的数据传递。计算结果表明:颤振幅值和频率随着动压的增加而增加,同时最大速度位置从平衡位置向外移动;壁板波动引起流场激波膨胀波之间的交替转换是导致壁板颤振的主要原因。

基于CFD/CSD耦合的超声速舵面动载荷计算

该文分析了超声速气动控制舵面在瞬态气动载荷作用下的位移及应力的时域变化。采用基于Volterra级数的气动弹性系统降阶模型快速获得了舵面的颤振边界。通过CFD/CSD耦合计算,确定了舵面在颤振速度下的瞬态气动载荷,并利用参数空间下的有限元四结点方法将每一时刻的气动载荷插值并施加到结构结点上,进行了瞬态响应分析,得到了舵面在瞬态载荷作用下的动应力。计算结果表明:由于气动载荷的变化以及结构快速振动引起的惯性力的作用,轴根部最大弯曲应力是定常气动载荷作用下应力的3倍左右。