对于叶轮机气动弹性力学一个基本假设的讨论

“在一个叶片排中叶片间相角为常数”是叶轮机气动弹性力学至今沿用的基本假设。但事实表明,当颤振发作时,叶片排中各叶片不仅动应力不同,而且叶片间相角亦非常数。解除了此基本假设的约束之后,本文发展了一种新的模型和计算方法。计算结果与实验数据对比表明,当气动弹性失稳时,叶片排中诸叶片动应力之所以不相等,叶片间相角并非常数是一个主要原因。     

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。     

考虑热效应的气动伺服弹性分析方法研究

高速飞行器气动加热效应会影响飞行器结构动力学特性,从而影响飞行器气动伺服弹性(ASE)稳定性,这就是热气动伺服弹性问题。在考虑热效应的飞行器动力学特性分析的基础上,结合非定常气动力分析,提出了一种考虑气动加热效应的飞行器ASE分析方法。结合工程算例,验证了该方法的有效性,并研究了热效应对飞行器ASE稳定性的影响。最后,对飞行器热气动伺服弹性设计提出了一些建议。     

CFD／CSD紧耦合及新型动网格方法在气动弹性模拟中的应用

研发出一套基于紧耦合的CFD／CSD耦合方法和程序。非定常流场求解采用混合网格有限体积方法,时间离散采用基于LU-SGS隐式格式的双时间步长法。通过求解雷诺平均Navier—Stokes方程模拟了三维机翼的跨音速气动弹性现象。得到了其颤振边界,与风洞实验结果吻合较好,验证了方法和程序的有效性和实用意义。同时将Delau...     

飞行器跨声速气动弹性数值分析

将流体和结构运动方程分别构造为含子迭代的计算格式,发展了一种紧耦合气动弹性分析方法.其中流体计算的空间离散采用改进的HLLEW(Harten—Lax-van Leer-Einfeldt-Wada)格式. TFI(transfinite inter- polation)方法用于生成随结构变形的自适应多块动网格.利用所发展的方法,对-翼-身-尾气动外形,数值预测了马赫数在0.3-1.3范围内的气动颤振边界.并详细研究了时间步长、子迭代步数、初始流场、耦合方法、疏密网格对颤振计算结果的影响.     

时变系统地面颤振模拟试验方法研究

地面颤振模拟试验是一种颤振验证的全新试验技术,可作为当前颤振验证试验手段的有效补充。飞行器在实际飞行过程中,结构的动力学特性及承受的载荷是不断变化的,对于受气动加热影响的高超声速飞行器,这一时变特性则更加显著。本研究提出了基于代理模型的时变参数非定常气动力模型建模方法,建立了基于PID控制器的时变系统地面颤振试验方法,并通过标准试验件进行测试验证。试验结果表明,本研究提出的非定常气动力建模方法能够准确获得具有时变特性的气动力模型,建立的地面颤振试验方法能够有效应对颤振系统的时变特性获得准确的结构颤振边界数据。     

航空发动机叶片气动弹性动力响应的数值方法研究进展

流动诱发振动造成的航空发动机叶片高周疲劳失效问题深受关注.对叶片的气动弹性动力响应研究的数值方法及进展进行了回顾,总结了航空发动机叶片振动响应实验研究和数值模拟研究的典型成果与特点,并对未来研究发展趋势进行展望.指出进一步的机理研究将集中于不稳定流动因素引发叶片强迫振动发作规律的探索以及更贴近流固耦合物理机制的气动弹性数值模拟方法的发展;在工程需求牵引下,建立适用于工程预测的动力响应分析模型,在设计过程中科学评价叶片气动弹性动力响应问题的潜在风险和发展流动控制基础上的气动阻尼减振技术值得进一步关注.      

序

2009年4月3日,中国科学院力学研究所、中国工程物理研究院、中国科学技术大学、中国空气动力学研究与发展中心、中国航天空气动力技术研究院、总参工程兵三所和中国力学学会联合举办纪念郭永怀先生百年诞辰暨学术报告会.郭永怀先生是中国近代力学事业的奠基人之一.他不仅参与了中国20世纪五六十年代的力学学科规划,支持和规划近代力学大型实验装置的战略布局,并身体力行地倡导了高速空气动力学、磁流体力学和爆炸力学等新兴学科,培养青年力学人才.     

翼型厚度对气动弹性特性的影响

结合基于$k$-$\omega$的SST两方程湍流模型,求解雷诺平 均Navier-Stokes方程获得定常和非定常气动力,耦合翼型弹性运动方程,在时间 域内模拟了不同厚度对称翼型在不同迎角下的气动弹性动态过程, 并重点研究了较大迎角下的不同厚度翼型流场特征和气动弹性的性质,研究结果表明：在论 文所涉及的参数情况下,对于迎角从零到大迎角范围,翼型颤振临界速度随迎角的变化不是 单调的. 翼型颤振临界速度迅速下降的起始迎角比最大升力系数对应的迎角小很多.     

大攻角翼型的锁频现象及气弹稳定性研究

翼型大攻角下涡激振动的锁频问题给飞行安全带来潜在的安全隐患。本文采用非定常雷诺时均N-S方程模拟了翼型在大攻角下的强制扭转振动,对翼型在40°攻角下的锁频振动现象进行研究。基于非定常数值模拟的结果,获得翼型表面振动周期气动功均值判断翼型的气动弹性稳定性。计算结果表明：扭转振动的锁频区间呈“V”形,锁频区间内振动频率较小侧气动功显著增加,涡激振动现象发生,而振幅的增大延迟了上仰过程尾缘涡的脱落,会使得其上表面尾缘附近气动功降低,使振动趋于稳定;相空间重构及递归图可以捕捉到非线性动力学系统锁频及非锁频下的状态差异。