面向飞机各设计阶段考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法

针对现代飞机设计对于高效率、高精度飞行载荷分析的迫切需求,建立了面向飞机各设计阶段考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法,并以此为基础构建了飞机各设计阶段气动弹性优化框架,以加快各阶段的迭代,提高设计效率.概念设计阶段的气动力分析采用低阶面元法,可适应该阶段为确定气动外形参数范围所需的大量计算.初步设计阶段采用高阶面元法开展气动力分析,以兼顾求解精度和效率的需求.详细设计阶段的飞行载荷分析方法在基本面元法的基础上引入了外部高精度CFD气动力或试验气动力,以进一步提高飞行载荷的精度并兼顾求解效率.研究结果表明,所建立考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法具有较强的工程实用性,可以满足现代飞机各个设计阶段的需要.      

翼面静气动弹性发散数值分析与试验技术

采用气动力/结构耦合的方法对一种安定面结构进行静气动弹性发散分析,并设计相关风洞试验进行验证。为保证数值分析的精度,气动力计算采用CFD方法,结构变形计算采用有限元方法。风洞试验采用侧壁插入机构支撑,通过应变测量和高速摄像记录静气动弹性发散特性。以该安定面模型为研究对象,开展超声速状态静气动弹性发散特性研究,数值计算和风洞试验结果表明：CFD/CSD耦合方法可准确预测静气弹发散边界,静气动弹性发散呈现出一种爆发性的破坏形式,静气动弹性不稳定结构,在有攻角状态更容易出现弹性载荷超出结构强度极限,产生破坏,破坏时动压未达到发散边界。准确预测飞行器静气弹发散边界对飞行器结构设计十分必要。     

基于非线性涡格法的快速静气动弹性数值模拟技术

基于2.5D RANS数据和VLM耦合的方式,发展了一种考虑非线性流动效应的混合型涡格法HVLM.采用矩形直/后掠机翼两个外形的跨声速算例,通过与VLM、三维CFD计算数据的比较,对HVLM的气动力预测精度进行了分析与评估.对比结果表明,HVLM在大幅降低时间成本的前提下可以获得和三维CFD方法预测值十分接近的计算数据,对线化VLM方法的修正效果显著.然后,HVLM与悬臂梁有限元求解耦合,实现了一种面向三维机翼的快速静气动弹性数值模拟技术,并通过矩形直机翼算例进行了验证.耦合算例的时间分析数据表明,HVLM/Beam耦合的方式能够在10 s以内完成1次三维机翼静气动弹性分析,在气动/结构耦合分析、优化设计方面展示出了良好的应用前景.      

CFD在高速飞行器热气弹问题中的应用

采用气动力/热/结构耦合的方法对高速细长体飞行器结构热静气动弹性问题进行了研究.为保证耦合计算精度，达到准确预测热气动弹性特性的能力，气动力和气动热计算采用CFD数值模拟方法，热应力和热变形计算采用有限元方法并通过热考核试验验证.以该简单细长体飞行器模型为研究对象，对其热静气动弹性特性进行了计算与分析，计算结果表明:CFD/CSD耦合可准确模拟热气弹问题，且气动加热造成结构温升不均衡是结构变形的主导因素，力热耦合静气弹变形与单纯受力分析变形形式不同，对飞行器气动特性影响规律不同.准确预测飞行器热气动弹性特性对飞行器结构设计十分必要.      

大展弦比气弹机翼柔性非线性变形的气动力效应分析与风洞试验

从飞行器刚弹耦合动力学模型出发,引入柔性机翼准定常假设,建立大柔性飞行器非线性静气动弹性气动力方程,利用非线性迭代求解思路模拟了柔性飞行器的静气动弹性响应行为,开展了大展弦比飞机静气动弹性风洞试验验证,采用气动力有限基本解与机翼的耦合计算,发现了大柔性飞机大变形状态下载荷及结构变形形式随风速的变化规律.传统基于小变形假设的线性分析方法和刚体分析由于无法考虑气动面随结构变形的曲面气动力因素和结构变形后的非线性刚度特性,均与风洞试验存在一定的误差.对于大展弦比柔性飞机的非线性静气动弹性分析十分必要.      

一种基于连续核函数展开的跨声速气动力修正法

现有的跨声速修正面元目的 大多难以准确修正非定常压强系数的虚部.结合下洗修正目的 和连续核函数展开法(Successive Kernel Expansion Method),发展了一种新的修正目的.计算ONERA M6机翼的非定常气动力,与传统修正目的 比较,结果表明该目的 具有更高的精度.将改进的非定常气动力用于机翼的跨声速颤振分析,较好地预测了机翼在跨声速区域的非线性颤振特性.     

弹性载机对外挂物动力学响应的影响

在外挂物投放过程中, 载机对外挂物具有气动干扰效应, 产生附加气动力.对于弹性机翼, 在外挂物分离投放时, 相当于给机翼一个初始扰动, 机翼将发生弹性振动, 该振动也会对外挂物带来气动干扰效应.通过耦合求解非定常N-S方程刚体六自由度方程和基于模态法的结构动力学方程, 对考虑弹性变形的载机外挂物分离投放过程进行模拟, 研究了弹性机翼对外挂物的气动干扰效应.研究结果表明:在外挂物分离初期, 弹性机翼的干扰对外挂物气动力响应产生显著影响, 机翼的主要结构模态频率决定了外挂物气动力的变化频率, 并且由载机机翼动弹性变形引起的干扰气动力能占到外挂物总气动力的一半左右.      

带支撑装置的CRM-WBH模型流固耦合数值模拟

共同研究模型（common research model，CRM）机翼/机身/平尾组合体构型（CRM-WBH）是第4届AIAA阻力预测研讨会（Drag Prediction Workshop IV，DPW IV）选择的基准构型，DPW IV会议的统计分析结果显示计算结果与试验结果之间存在显著差异.采用CFD方法和流固耦合方法数值模拟了带支撑装置的CRM机翼/机身/平尾组合体模型（CRM-WBHS）的气动特性，主要目的是评估支撑装置和静气动弹性变形对CRM-WBH模型气动特性数值模拟结果的影响.通过与CRM-WBH模型CFD数值模拟结果和欧洲ETW风洞（European Transonic Wind Tunnel）测力、测压和模型变形测量结果的对比分析，表明模型支撑装置导致机翼上翼面激波位置前移，升力系数、阻力系数下降，俯仰力矩系数增加；静气动弹性变形主要影响机翼上表面激波位置和外翼处激波位置前负压，导致升力系数、阻力系数进一步下降，俯仰力矩系数进一步增加.CRM-WBHS模型的流固耦合数值模拟结果更加接近试验结果.      

基于面元法的水平轴风力机数值模拟

使用基于速度面元法的势流数值模拟方法,以NREL PhaseⅥ为例进行了叶片气动载荷和风轮近尾流场的数值模拟。将势流数值模拟、叶素动量理论和计算流体力学CFD方法的计算结果与实验数据进行了对比分析。结果表明使用速度面元法计算风轮绕流场具有较高的计算精度和求解效率,为大规模风力机群的流场计算和出力预报提供支撑。     

风力机叶片三维速度场PIV测量及数值模拟研究

采用PIV测速技术,对水平轴风力机在尖速比为7.0的轴流工况进行风洞测量,获得不同叶高处翼型截面的高保真三维速度场;同时,采用OpenFOAM对风力机该工况进行数值模拟,实验结果验证数值模拟的准确性。结果表明对于轴向、切向和径向速度,CFD与实验测量有较好的一致性;对比了叶素动量理论、无黏面元法和CFD等气动模型对叶片载荷的预测结果,并与从PIV速度场推导出的气动力进行比较。结果显示CFD比BEM和面元法更准确地预测叶片载荷,BEM和面元法因为叶尖损失模型和无黏假设等原因对叶尖处载荷预测失效。     

射线检测数字实时成像的不一致性研究

在基于PaxScan4030平板探测器技术的射线检测中,输出图像的像质除受系统噪声的影响外,同时还受探测器固有的光电响应不一致性的影响。通过对影响平板探测器输出图像质量的分析,建立了探测器响应不一致性校正模型。在用常规叠加方法去除噪声的同时,利用校正因子对采集图像进行实时校正,以改善系统性能,提高成像质量。通过实验数据分析和对校正前后输出图像的比较,验证了此方法的可行性,从而为射线检测提供了一种有效的校正方法。     

飞行器大攻角非定常气动特性神经网络建模

大攻角气动特性预测与气动建模是新型飞行器提升飞行性能的重要内容.以轴对称导弹简化模型为研究对象，首先采用计算流体力学方法，对70°大攻角状态的非定常气动特性进行数值模拟，计算方法基于RANS的N-S方程，湍流模型采用SA模型，对流场采用有限体积法离散，无黏项采用Roe通量差分分裂格式，黏性项采用中心差分，时间推进采用LU-SGS格式的双时间步法.飞行器运动模式采用强迫振荡的方式，对5种不同振荡频率进行了非定常数值计算，并记录每一内迭代周期最终的气动力和力矩数值.其次，以CFD预测结果作为气动建模的样本，采用动导数模型、多项式模型等传统方法，进行气动建模，并分析其有效性和精度.最后采用神经网络方法对大攻角非定常气动力进行建模，并和动导数模型、多项式模型进行精度对比.结果表明，基于神经网络的人工智能气动建模方法具有较高的精度和适应性.该方法为飞行器大攻角非定常非线性气动建模，大攻角飞行稳定性分析与控制提供理论参考.      

A real-time infrared radiation imaging simulation method of aircraft skin with aerodynamic heating effect

Real-time infrared radiation simulation technology can provide effective support for rapid design and evaluation of a system which integrates infrared imaging technology. Considering the aerodynamic heating effect, this paper presents a real-time infrared radiation characteristic simulation method of aircraft skin based on the panel element method, which can help to assess the infrared radiation impacts of different environment factors and materials. A 3-D model of an aircraft was established and its surface was divided into different parts and panel element meshes to attach material properties. For each mesh, its heat exchange equation is solved so as to obtain the whole skin’s temperature and infrared radiation distribution. The simulation results reveal the influence of different factors on the skin surface radiation, including environmental radiation, aerodynamic heating and material properties. And the credibility and efficiency of the proposed aerodynamic heating simulation method were confirmed by comparing to the CFD simulation results.     

有机发光二极管的热分析与热设计

采用基于计算流体动力学的热学模拟仿真与瞬态热学测试技术分析了OLED的热学特性,研究并讨论了输入功率、面板取向、风速等实际应用变量对OLED面板结温的影响。研究结果表明,OLED的结温与衬底及封装盖表面存在明显的温度梯度,且此温度梯度随输入电流增加大幅增大。OLED的热学特性与面板取向、气流速度密切相关。     

Panel methods for airfoils in turbulent flow

This paper describes how panel methods can be used to calculate the unsteady loading and radiated noise from airfoils in incompressible turbulent flow, while completely accounting for the mean flow distortion of the turbulence in the vicinity of the blade. Formulations based on the velocity and on the stagnation enthalpy are discussed. In three-dimensional flows, care must be taken with the velocity-based formulation to avoid singular behavior associated with vortex stretching by the mean flow. The velocity-based method is implemented in two dimensions to illustrate application of these methods, and is validated against Amiet's theory. Calculations showing the effect of blade thickness and angle of attack on the unsteady loading spectra are given. It is concluded that airfoil angle of attack has only a small effect on the unsteady loading, but that blade thickness reduces the spectral levels at high frequencies.     

尖楔前体飞行器FADS系统的径向基网络建模及验证

文章研究了针对一种用于尖楔外形的嵌入式大气数据传感（flush air data sensing，FADS）系统的解算模型及精度.首先基于飞行包络及CFD数据建立了FADS系统的测压孔选取标准；然后基于径向基函数（radial basis function，RBF）的人工神经网络建模技术构建了FADS系统的网络解算模型；最后给出了模型的测试误差，分析了气动延时效应、位置误差等误差源模型对算法精度的影响，并给出了网络模型的预测精度.结果表明，针对尖楔外形测压孔配置特征，基于RBF的人工神经网络算法解算精度较好，攻角、侧滑角、Mach数及静压的网络输出预测值与真实值吻合较好，输出的测试误差（绝对值）分别小于0.25°，0.5°，0.05及250 Pa.结果同时表明神经网络建模技术在尖楔前体飞行器FADS系统中的有效性.      

超声速流场条件下激光辐照耦合效应数值模拟

激光辐照结构物包含复杂的多物理场耦合问题,其存在流、热、固多种机制的耦合效应。结合计算流体力学(CFD)和有限元方法,对超声速条件下的激光辐照平板问题进行了热流固耦合分析。采用CFD方法得到平板附近流场分布,利用有限元方法计算平板的温度分布,并将二者结合起来实现流体和固体间的数据交互。理论分析确定了流场效应的最主要影响参数为来流马赫数与攻角。对于不同马赫数,激光区域在6 Ma条件下存在温度的谷值,小于等于6 Ma条件下主要体现为冷却效应,而6 Ma以上主要体现为气动加热效应。攻角增大会导致激光区流体质量流量的增加,使冷却效应更加明显。最后综合分析了流场气动加热和冷却两种效应的产生机制。