不同热环境下的颤振问题初探

高超声速环境下,气动加热会严重影响飞行器结构的动力与颤振特性。文章研究了不同边界条件下气动热对结构动力学特性及颤振特性的影响。以全动平尾为对象,分析了不同热条件下其振动与颤振特性的变化。此外,采用解耦求解思路,进行了高温下弹性模量变化和热应力对平尾颤振特性影响的分析。结果表明,结构加热产生的热应力是导致其颤振速度下降的主要原因;平均温度升高会引起平尾颤振速度的明显下降,应引起重视。     

Numerical Study on Hypersonic Flow and Aerodynamic Heating北大核心CSCD

基于有限差分法开发了高超声速流动与换热问题气热耦合仿真求解器,运用该求解器对三种典型高超声速流动与换热问题开展了仿真研究,得到了相应的气动参数、热流密度分布。高超声速后台阶的存在使表面气动参数、热流分布不再连续;随着缝深的提高,缝隙局部流速迅速降低,对流换热效应减弱;高超声速无限长圆管绕流中,边界层外部区域气动参数随时间变化不大,边界层内存在较大的温度梯度,壁面温度随时间升高。三个算例的仿真结果均与试验测量值进行了对比,验证了所开发的求解器的计算能力。     

一体化高超声速飞行器攻角特性的数值研究

采用二维耦合隐式NS方程和标准k-ε湍流模型,对采用Hark形头部的一体化高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流和发动机点火工况下的攻角特性进行了数值仿真研究.探索了可变攻角情况下,飞行器各部件对飞行器整体气动-推进性能的贡献程度.结果表明,在3种不同的工作状态下,飞行器都是纵向静稳定的,足够大的升阻比可以满足飞行器飞行要求,同时,对发动机型面及机身上壁面的改进有利于进一步满足飞行器对气动.推进性能的要求.     

高超声速飞行器纵向动力系统平衡态集的拓扑结构研究

以高超声速飞行器纵向运动的空气动力学模型和结构动力学模型为依据,采用数值分析的方法,研究了高超声速飞行器动力系统平衡点集的拓扑结构.首先根据高超声速飞行器在巡航阶段的飞行边界的限制条件得到在给定的飞行高度和马赫数下的平衡点集,由此近似估算出了高超声速飞行器的飞行包线.然后根据得到的平衡点集,分别研究了高超声速飞行器的迎角、升降舵偏角和发动机的燃料当量比与飞行马赫数和高度的关系,并进行了数值拟合,在此基础上分别描绘了以上三个拟合关系式的曲面关系图。     

轻质热防护系统波纹夹芯结构热力耦合分析

高超声速飞行器在出入大气层或持续在空间飞行时,将遭受严苛的气动加热载荷．对热防护系统进行传热分析是进行热力耦合分析的基础,而温度分布的特点直接影响到波纹夹芯结构的热应力等问题．首先对一体化热防护系统（integrated thermal protection system, ITPS）进行隔热性能分析,得到整个结构的温度场;然后采用顺序耦合的数值方法,模拟分析ITPS波纹夹芯结构单胞的热力耦合性能,给出波纹夹芯结构在静力载荷以及热力耦合载荷条件下的应力场、位移场,并对计算结果进行了讨论．结果表明波纹夹芯结构在初始尺寸及约束条件下,只满足在高温热流作用下飞行器低压区使用,而当气动压力大于等于15 000 Pa时,结构将发生破坏．     

高超声速飞行器前体压缩性能研究

用数值模拟的方法研究了高超声速飞行器前体不同型面与进气性能的关系,分析了二级压缩构型在不同压缩角组合和来流攻角下的流场品质和产生的压缩效果．研究结果表明,对于高超声速飞行器,采用多级压缩的前体构型可以得到较好的预压缩效果和优良的流场品质;同时,攻角和不同的压缩角组合会对压缩性能产生影响．因此,采用多级压缩的前体构型、优化各级压缩角的组合是决定飞行器前体预压缩性能的重要因素,同时也是开展前体/发动机一体化设计的关键．     

飞行器结构噪声致振试验及声振耦合响应分析

以高超声速飞行器X-43A为研究对象,建立其有限元结构模型,在动力学实验室进行飞行器结构模型的固有频率测试,通过固有频率计算与试验结果对比,二者误差在1%左右,这表明所建立的结构有限元模型是比较准确的．在高声强混响室进行飞行器结构噪声致振试验,得到飞行器结构测点加速度功率谱密度(power spectral density, PSD)和舱内声场噪声声压级,通过声振耦合数值模拟计算结果与试验值对比,结果表明:数值模拟计算方法对振动噪声环境预测是比较可靠的,结构振动响应与舱内噪声响应的有限元分析与试验结果趋势上较为一致,低频段吻合较好;高频外噪声场引起的飞行器弹性腔体结构振动占据结构振动响应的主要成分,尤其是以结构低阶振动为主,而外噪声场传递到封闭腔体内的噪声也主要是通过结构腔体弹性壁板的低阶振动传播,即使外噪声激励是宽频的,封闭舱内响应噪声的频率主分量仍然是结构的低阶模态振动．     

壁温变化非定常气动加热机理研究

研究了高超声速平板边界层因壁温时变引发的非定常气动热环境特征及机理.通过近似解析和数值模拟两种手段,得到了壁面热流随时问变化的完整过程.解析手段求解非定常可压缩边界层方程,将非定常响应表达成稳态解加上摄动级数的形式,在初始和最终稳态邻域分别求解,在适当的位置进行拼接,从而得到整个时间域上的解.在满足解析解假设的区域,数值结果与解析结果吻合较好,证明了所使用方法的可靠性.结果表明,非定常响应有两点显著特征:在壁温突然增加后短时间内,壁面热流方向改变,热边界层剖面在壁面附近出现了另一个拐点,这种新的剖面形状是典型的非定常特征.但是,高超声速情况下此种非定常响应存在的时间却很短,在考虑长时间气动加热的情况下,若只存在壁面温度时变的诱因,可以忽略流动中的非定常过程,当作准定常情况来处理.     

辽河口附近海冰单轴压缩强度的试验与统计特征

为研究影响海冰单轴压缩强度的因素,在渤海辽河口附近海域采集冰坯,加工成方柱状冰样.在试验温度分别为-3℃,-5℃,-7℃,-10℃和-15℃下,对225个冰样沿平行和垂直自然冰表面方向进行加载.研究试样温度,加载方向,应变速率和孔隙率对海冰单轴压缩强度的影响.试验结果表明:海冰单轴强度随试样温度的降低而增加;垂直方向冰样的峰值强度高于水平方向,海冰表现为各向异性.利用试验结果建立了韧性区内海冰单轴压缩强度与应变速率和孔隙率的统计关系.     

关于补充Langtry的转捩模型经验修正式的数值探讨

近年来,基于RANS环境下引入预测转捩过程的模型越来越受到各国学者的关注.Langtry于2006年提出了一种基于当地变量进行转捩判据的模型,但这个转捩模型有两个核心的经验关系式直到2009年才公开.该文在对转捩模型机理进行分析理解的同时,通过对低速平板表面摩擦因数模拟试验的校核,提出了一套基于来流湍流度修正的经验关系式.并针对高超声速转捩问题对转捩动量厚度开始修正式进行了改进,最后通过对低速、跨音速翼型和高Ma双楔平板的计算,证明这一套经验关系式的可靠性与实用性.     

高超声速飞行器前驻点热流数值模拟的物理准则研究

通过建立高超声速飞行器前驻点处沿驻点线的准一维流简化模型,再将头激波后流场分为无粘区和近壁粘性区,然后从N-S方程组出发,利用流场对称性和量级分析方法,最终推导出驻点邻域简化控制方程组,并证明了其流动具有边界层型特征．在此基础上,根据该控制方程组,给出了计算结果应满足的壁面驻点以及沿驻点线的相容关系,成为热流CFD计算准确与否应遵循的物理准则．最后通过算例验证了物理准则作为热流CFD计算可靠性判据的正确性．     

弹性半空间热冲击问题的广义热弹性解

基于Laplace变换技术及其极限定理,推导了基于分数阶积分的不同广义热弹性理论模型下弹性半空间受热冲击作用的渐近解,该渐近解可以准确地揭示热量在弹性体内传播的波动特性,并可以捕捉到受热冲击作用在弹性波波前位置处产生的阶跃现象.通过对热冲击下弹性波的传播及热弹性响应的渐近求解及结果分析,比较了不同广义热弹性理论对于热冲击问题的预测能力,并揭示了热传输能力的不同对于热弹性行为的影响.     

热防护服-空气-皮肤热传导模型及其解析解

建立了高温环境下热防护服-空气-皮肤的热传导模型.利用热传导时,层合界面间温度相等和热流量连续的条件,结合微分思想,用分离变量法推导了微小时间段内模型热传导的解析解,然后通过循环得到整个时域内的解析解.利用求得的解析解分析了在80 ℃的环境温度下模型各位置温度和热流密度的变化情况,以及在不同环境温度下皮肤表面温度变化和热损伤情况.该求解方法可用来分析一般层合结构传热问题,计算结果对热防护服的设计和效果评价具有一定的参考意义.     

高温合金GH4169的失效特性及失效模型研究

对GH4169高温合金开展了不同应力三轴度（-0.33~0.33）、不同应变率（0.001~5 000 s-1）、不同温度（293~1 073 K）条件下的材料性能试验.基于Johnson-Cook失效模型的框架,研究了Johnson-Cook(JC)失效模型及已有文献提出的修改形式中应力三轴度项拟合结果的不确定性及应变率对失效应变的线性关系描述局限性问题,通过提出的特定参数确定方法与耦合应力三轴度的应变率效应指数函数,建立了一种唯象修正的失效模型.基于GH4169高温合金的试验结果,标定了修正的失效模型与JC模型中各个参数.结果表明:在不同应力三轴度下,GH4169的失效应变表现出不同的应变率效应;与传统的JC模型相比,修正的失效模型更能够较好地描述GH4169的失效行为;同时能够保证失效应变的非负性.     

用高温光电子谱研究SrTiO3纳米微晶薄膜晶粒边界热力学平衡

用高温光电子谱和热重分析方法研究了SrTiO3纳米微晶材料表面.结果表明热力学平衡过程中各种离子在晶粒边界附近发生迁移和再分布以及晶格氧和气相氧间的相互转换,导致表面组分随着温度发生非常明显的变化.温度上升时体内的晶格氧离子向晶粒表面迁移,同时导致钛离子也向晶粒表面迁移并与表面的氧离子形成Ti-O团.温度下降时则发生相反过程,但后一过程比前一过程慢得多.提出一个初步的模型解释这一过程.     

用高温光电子谱研究SrTiO3纳米微晶薄膜晶粒边界热力学平衡

用高温光电子谱和热重分析方法研究了SrTiO₃ 纳米微晶材料表面 .结果表明热力学平衡过程中各种离子在晶粒边界附近发生迁移和再分布以及晶格氧和气相氧间的相互转换 ,导致表面组分随着温度发生非常明显的变化 .温度上升时体内的晶格氧离子向晶粒表面迁移 ,同时导致钛离子也向晶粒表面迁移并与表面的氧离子形成Ti O团 .温度下降时则发生相反过程 ,但后一过程比前一过程慢得多 .提出一个初步的模型解释这一过程 .     

介质反射系数的反演方法及其计算机实现

1 引言 本文考虑横向均匀的声波介质,利用脉冲平面波垂直入射,根据表面测量数据来直接反演介质的反射系数. 由于介质反射系数与介质声阻抗有着相互依赖的关系,人们以前的注意力都主要集中在声阻抗的反演问题上.如Syms讨论了解的存在性、唯一性等理论问题.张关泉从一维波动方程出发,研究了由阻抗反演声速的问题.顾桂定和张关泉就声阻抗的反演做过数值实验.Bube等人也对声阻抗反演问题进行过探讨. 本文从声波方程和应力—应变方程的联立方程组出发,导出一种直接反演介质反射系数的数值方法,不需要先求声阻抗,再由声阻抗求反射系数.值得指出的是利用这种方法可以导出一种非常有效的同时反演介质声速和密度的计算方法.详见文献[4]. 就本文提出的算法,利用SGI工作站做了大量数值实验,结果表明本算法稳定性好、精确度高.同时给出了由反射系数求声阻抗的例子.     

有限厚度圆柱壳热冲击问题的广义热弹性解

针对包含有界边界的轴对称结构受热冲击作用的广义热弹性问题进行了研究分析.基于Lord-Shulman广义热弹性理论(L-S理论),构建了热冲击下有限厚度圆柱壳热弹性响应的广义热弹性模型.借助Laplace(拉普拉斯)变换技术以及Bessel函数的渐进特性,推导了温变载荷作用下,圆柱壳内部位移、温度以及应力场的解析表达式.该表达式不仅可以清楚地揭示热冲击下热波、热弹性波在壳体内部的传播、反射以及叠加的作用过程,更可准确地捕捉到热波、热弹性波波前位置处的阶跃现象,并对热冲击诱发的动态热应力峰值进行有效预测.     

格栅夹层梁热弯曲的等效微极热弹性分析

将格栅夹层梁热弯曲等效为微极热弹性梁的受热变形,利用平面微极热弹性理论建立了微极梁受热变形的控制方程组,给出了温度载荷下微极梁的位移表达式.通过胞元能量等效的方法,得到了研究的格栅夹层梁等效微极热弹性梁材料参数.对比了等效微极梁模型和ANSYS有限元软件计算得到的温度载荷下悬臂格栅夹层梁受热弯曲变形的数值结果,两种方法得到的结果非常接近,证明了微极热弹性梁是一种简单有效的模拟格栅夹层梁热变形的等效模型.     

一种镍基单晶超合金高温低周疲劳的晶体取向相关性模型

在950℃t对[001]、[012]、[112]、[011]和[114]晶体取向的镍基单晶超合金DD3试样进行了对称循环低周疲劳(ICF)试验。应变率取1.0×10-2,1.33×10-3,0.33×10-3s-1.试验结果表明,LCF特性显着地取决于晶体取向和应变率。试样断口细观分析表明,除了[001]取向试样外,其余所有试样断口上均有明显的等间距疲劳纹。这些疲劳纹由微裂纹组成,其间距取决于试样的晶体取向和总应变范围。基于晶体滑移理论,建立了疲劳纹间距和总分切应变范围及取向和应变率函数的一个简单关系。对Lall-Chin-Pope(LCP)模型进行修正并推广应用于循环塑性和疲劳寿命研究,提出了一个晶体取向和应变率参数,该参数可以很好地描述镍基单晶超合金高温低周疲劳循环塑性和疲劳寿命的晶体取向和应变率相关性。