调谐液柱阻尼器-结构系统风致振动响应的CFD/CSD耦合分析方法

针对调谐液柱阻尼器(tuned liquid column damper, TLCD)难以建立其精确的非线性理论分析模型,且其力学性能试验成本高和耗时长等问题,首先采用计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,对TLCD系统的力学性能和动力特征进行仿真模拟,在此基础上进一步提出了基于计算流体动力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合分析方法,求解带TLCD系统的高层建筑结构的风致动力响应。通过开展某一TLCD系统在特定底部激励下的力学性能和动力特性试验,得到其内液体晃荡的自由液面波高和晃动力时程,验证了CFD数值模拟方法可以准确地分析TLCD水箱内液体的非线性晃动特征。随后对风工程领域广泛采用的76层建筑结构振动控制Benchmark模型,假设其顶部设置TLCD系统时主体结构在三种风速重现期(10、50和100年)风速对应的横风向动力风荷载激励下的风致控制效率,采用提出的CFD/CSD耦合分析方法,进行了数值仿真模拟分析。耦合分析结果表明,TLCD系统对Benchmark模型的风致加速度、速度和位移响应均有一定的控制效果,对加速度响应的控制效果要优于对位移响应的控制效果。该研究方法可为复杂TLCD系统对高层建筑的风振控制分析提供有效的参考。

基于CFD/CSD耦合的某液压管流固耦合特性计算研究

飞机控制广泛使用液压传动系统,在控制面操纵过程中,会造成液压系统内压力变动,对液压管路产生一定的冲击,液压管路在冲击下会产生变形和振动,进而影响管路内液体流动,产生流固耦合现象。本文对某液压管的流固耦合现象进行了CFD/CSD数值计算,得到了液压管内流动特性以及管壁的结构动响应,为液压管路的设计提供数值参考。

基于CFD/CSD耦合的高速射弹尾拍载荷特性研究

为提高射弹尾拍载荷的预测精度,建立了一套基于计算流体动力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)双向耦合分析的计算方法和程序。射弹流体计算主控方程采用耦合SSTk-ω湍流模型和Schnerr-Sauer空化模型的Navier-Stokes方程,射弹结构计算采用基于模态叠加法简化的结构动力学方程,流固耦合界面插值采用径向基函数法,网格变形采用弹簧网格法。分别对泡型计算方法和流固耦合方法进行验证,在此基础上,计算对比1 000 m/s速度下射弹刚体和弹性体的尾拍泡型、结构变形和尾拍流体载荷特性差异。计算表明:弹性体尾拍过程,射弹泡型会产生弹身“二次拍击”、“局部沾湿”和沾湿面积增大等特殊现象,结构变形由弹性一弯模态主导,较大的变形引起流体载荷增大27%~105%,尾拍姿态角增大13%,尾拍频率增加20%,流固耦合效应对尾拍泡型、尾拍载荷和尾拍弹道均产生了较强的影响。

基于CFD和CSD耦合的涡激振和颤振气弹模拟

以FLUENT为研究工具,利用微分方程的数值解法和动网格技术,基于松耦合方法将Newmark算法通过UDF嵌入Fluent软件中,实现了CFD和CSD耦合的分析方法。通过建立二维方柱绕流模型,计算了竖向单自由度振动方柱在不同风速下的斯托罗哈数和最大振幅的变化情况,模拟了涡激共振锁定现象,并与静态绕流的结果进行了对比。建立了具有竖向振动和扭转振动二自由度的薄平板模型,并识别了该平板的颤振导数,进一步对其弯扭耦合颤振临界风速进行了逼近计算,本方法得到的颤振临界风速与Scanlan理论公式和Selberg理论公式吻合较好。

二阶时间精度的CFD/CSD耦合算法研究

非线性气动弹性分析中,涉及到非线性流体动力学(CFD)和非线性结构动力学(CSD)的耦合计算问题。本文分析比较了目前几种耦合算法:全耦合、松耦合和紧耦合,并从耦合边界能量传递守恒上就松耦合及紧耦合方法进行了时间精度的分析,得出传统松耦合中即使流体和结构子系统达到高阶时间精度,耦合算法的时间精度仍仅为一阶,紧耦合方法虽然可以达到二阶时间精度,但没有明显提高计算效率。随后,本文基于松耦合流程改进了耦合格式,分析表明其具有二阶时间精度,通过AGARD445.6机翼颤振模型的算例验证,说明该方法可以在保证计算精度的基础上明显提高计算效率,并保持了传统松耦合方法模块化的优点,在模拟非线性气动弹性问题时具有很高的优越性。

CFD/CSD耦合计算研究

基于流体———结构干扰计算中流体和结构网格之间的数据交换方法的研究 ,提出了一种改进的常体积转换法 (CVT) ,即引入面积限制值来保证网格插值的质量。运用该方法对两种常规外形 :机翼和弹体圆柱段进行了插值计算 ,并与无限平板样条法 (IPS)进行了比较和误差评估。认为改进的CVT插值方法能避免原CVT方法可能出现的异常情况 ,且大大提高了插值精度 ,是一种适合用于CFD CSD耦合计算接口界面的插值方法。

基于CFD/CSD耦合算法的机翼颤振分析

用计算流体力学／计算结构力学（CFD／CSD）耦合算法对标准气动弹性模型AGARD445．6机翼作了颤振分析，主要研究机翼的跨音速颤振求解问题。采用常体积转换法（CVT）进行流体与结构之间的数据交换并运用松耦合方法对气动弹性方程进行时域推进仿真。计算机翼在Ma=0．499～1．072的颤振边界，并将计算结果同偶极子格网法（DLM）的计算结果与试验结果比较，结果显示CFD／CSD耦合计算结果较DLM计算结果更接近于试验值，尤其是在非线性强的跨音速区域。可见，CFD／CSD耦合计算比DLM具有很大的优越性。

旋翼/机身耦合问题的CFD/CSD分析方法

提出了一种高精度的直升机旋翼/机身耦合系统振动响应分析方法。通过非定常Euler/N-S方程与准定常气动力相结合的方法来进行弹性旋翼流场分析,利用CSD软件建立精细的机身三维结构有限元模型,用15自由度非线性中等变形梁单元来建立旋翼动力学模型,最后采用带配平的松耦合迭代方法求解系统响应。以某小型直升机为例,分析了悬停状态下机身典型位置的振动响应,计算结果与实验值吻合良好。研究了前飞速度和机身弹性运动对机身振动水平的影响,结果表明,在小速度和大速度前飞时,机身振动响应随前飞速度的增加而增大;在中等速度段,机体振动水平则基本保持不变。

CFD/CSD与机弹分离的耦合模拟技术

机弹分离模拟的刚性模型不能反映机翼弹性变形的影响。在分别建立并验证的CFD/CSD气弹模拟方法和机弹分离模拟方法的基础上,通过流场网格更新环节同时反映机翼结构的变形运动和弹体的六自由度运动对流场的相互影响。CFD与CSD的求解方法可计及真实飞行器流场的非线性和结构的非线性。基于各主控方程的时间域积分,交错时间推进获得整个耦合系统的响应,建立了一套CFD/CSD与机弹分离耦合求解的时域仿真系统。

CFD/CSD耦合声气动弹性时域仿真研究

提出了一种基于计算空气动力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合的声气动弹性时域仿真方法。空气动力学和气动声学分别采用大涡模拟和Lighthill声比拟理论进行计算,结构动力学采用模态叠加的方法进行计算。以运载器舱体为研究对象,通过计算得到了舱体结构响应的时间历程,分析了舱体表面由于涡的破碎和融合的演变所产生脉动压力引起结构瞬态响应的机理。通过对中低频段声气动弹性的分析应用,验证了CFD/CSD耦合的声气动弹性计算方法的可行性。

基于非惯性系的悬停状态旋翼CFD/CSD耦合气动分析

旨在提高先进旋翼气动特性的分析精度,在旋翼高精度CFD分析中耦合气动弹性效应,取代传统方法中的刚性桨叶假设,并考虑悬停状态旋翼流场准定常的特性,在非惯性坐标系下建立了一套适合于悬停状态旋翼气动特性计算的CFD/CSD耦合分析方法。旋翼气动载荷通过求解三维Navier-Stokes方程求得,空间离散及通量计算采用Jameson中心格式,时间方向则选用五步Runge-Kutta迭代求解,湍流模型采用B-L模型;基于Hamilton原理建立了描述旋翼弹性运动的非线性微分方程,针对旋翼悬停状态的工作特点,采用Raphson迭代方法求解获得旋翼桨叶的弹性变形量。在CFD/CSD耦合计算中,旋翼桨叶交接面载荷及变形信息通过CFD与CSD模块进行传递,同时为提高桨叶弹性变形后贴体网格生成的效率和质量,采用基于网格点坐标转换的网格变形方法。在CFD和CSD程序分别验证基础上,采用建立的旋翼CFD/CSD耦合分析方法计算了先进的UH-60A直升机旋翼的表面压强及气动载荷。计算结果表明,与刚性旋翼CFD模拟结果比较,本文建立的CFD/CSD耦合分析模型可以更准确地预估旋翼气动载荷和性能。

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。

基于CFD/CSD耦合的充气机翼静气动弹性研究

充气机翼的抗弯和抗扭能力较差,在一定的飞行条件下可能会出现较大程度的弹性变形。本文采用CFD/CSD 耦合的方法对不同厚度翼型的单翼和排翼布局的充气机翼静气动弹性特性进行了数值计算,结果表明:采用较薄翼型的单翼比厚翼有比较大的静变形,同时气动力也有比较明显的变化;排翼布局的前翼较单翼布局会有比较大的静变形,后翼变形则不明显,从而导致双翼相对位置偏离设计点,不利于排翼气动性能的提高。

基于CFD/CSD松耦合的直升机配平分析方法

针对直升机配平问题,基于CFD/CSD松耦合策略建立了计入旋翼气弹效应的配平分析方法。旋翼桨叶CSD求解器与旋翼CFD求解器以桨叶弹性轴和变距轴线为媒介,通过线性插值方法交换气动载荷和响应数据。CFD模块和CSD模块在时域内推进,旋翼每旋转一圈交互一次数据,以CFD模块计算的气动力来修正配平计算中气弹分析的气动力输入,直到配平量和CFD气动力在迭代过程中不再变化,即得到耦合配平解。以SA349/2"小羚羊"直升机小速度前飞状态为算例,计算表明所提方法收敛迅速、稳定性良好,计算结果与飞行实测值的对比分析验证了方法的有效性,对桨叶气动力曲线及桨涡干扰等现象具有很好的捕捉能力。

基于CFD/CSD耦合含间隙三维全动舵面气动弹性研究

发展了一种考虑间隙非线性的三维计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合气动弹性算法。结构分析采用虚拟质量法,即把含间隙的非线性系统划分为三个线性子系统,采用虚拟质量模态作为统一的坐标架去表示各线性子系统。结果表明,虚拟质量法计算的线性子系统模态和动力学响应均与有限元直接计算结果一致。结构运动方程积分采用自适应时间步长法,即当线性子系统发生切换时,通过时间步长的自适应使得切换点可以准确捕捉。切换点和自适应时间步长的搜索采用二分法,计算表明二分法能有效地捕捉切换点并保证了数值稳定性。在此基础上与非定常CFD技术结合,在跨音速条件下对三维全动舵面开展气动弹性响应研究。计算表明结构在低于和高于线性颤振速度下均会形成极限环振荡。由于间隙非线性的影响,跨音速极限环的临界速度比线性颤振的跨音速凹坑下降了20%。

保形动网格策略在CFD/CSD耦合中的应用

提出了一种基于有限元插值投影,径向基函数(RBF)和无限插值(TFI)的保形动网格策略,并将其用于考虑舵偏扰动的舵身组合体CFD/CSD耦合分析。研究思路为:首先采用RBF方法完成刚性运动组合体投影基面的弹性变形;其次采用基于有限元插值的投影方法按照点、线、面的顺序将上一步的物面网格向投影基面投影,获得变形后的物面网格,期间通过TFI技术保持原始网格的分布;再采用TFI技术将物面网格的变形均匀地插往全场网格,获得最终的全场网格;最后通过CFD/CSD松耦合策略配合耦合边界条件实现耦合计算。通过算例获得的主要结论有:(1)在刚性舵偏16°的算例中,保形动网格策略实现了组合体物面点保形率100%;(2)在考虑舵偏扰动的舵身组合体算例中,保形动网格策略在保持了弹身和舵面几何形状的同时,还保持了合理的网格分布,而总计算时间仅增加2.1%。

CFD/CSD耦合飞行器多学科优化设计新方法

文章以飞行器巡航外形为设计对象,构建了一种新的飞行器的气动和结构特性评估方法,即结构模型反迭代方法.该方法较传统的松耦合静气动弹性方法效率提高了4倍以上.以此为基础建立了一种新的飞行器气动/结构耦合多学科优化设计框架,将优化效率提高4倍以上.采用数值求解N-S方程和结构有限元方程方法作为气动和结构学科的分析工具,保证了设计结果的可信性.算例表明以巡航外形作为设计对象能够获得与传统方法一致的飞行器气动与结构特性,以此为基础开展的无人机气动外形优化设计也获得了良好的设计结果.

多场耦合求解非线性气动弹性的研究综述

非线性气动弹性分析中,涉及到非线性流体动力学和非线性结构动力学的耦合问题.阐述了国内外应用计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)/计算结构动力学(computational structural dynamics, CSD)耦合求解技术来处理非线性气动弹性问题的研究现状,全面分析了流体域和结构域的非线性特征模拟技术、高效网格运动策略、耦合界面相容性条件、耦合计算效率及降阶技术、气动弹性实验及算法验证、多学科耦合求解等关键技术,总结了相关最新研究的方法和成果,对比分析了其优缺点并提出了展望.

基于CFD/CSD/FW-Hpds综合方法的旋翼BVI噪声IBC主动控制参数影响分析（英文）

建立了一种CFD/CSD/FW-Hpds综合分析方法用于研究通过IBC技术降低旋翼的桨涡干扰噪声。基于这一综合方法的研究发现,通过IBC控制可以将处于斜下降状态的UH-60A旋翼产生的BVI噪声的主要部分即中频噪声降低10dB以上。通过选择合理的IBC控制输入量可以将BVI噪声的声压级降低7dB以上。不同飞行状态下,比如不同的飞行轨迹,特别是10°下降角时,BVI噪声可以通过IBC控制得到有效的削弱。

基于CFD/CSD方法的亚音速平板结构气动弹性分析

采用CFD/CSD双向流固耦合算法研究平板结构的气动弹性耦合特性.首先,采用CFD/CSD算法计算平板结构的颤振临界速度,并与已有文献中的实验结果进行比较验证.然后,分别对简支和固支边界条件的三维平板结构进行气动弹性特性分析,计算不同约束情况下流场分布的变化和平板结构的位移响应.同时还考虑加肋和结构材质对平板结构气动弹性特性的影响.