基于代理模型的高超声速气动热模型降阶研究

高超声速飞行器气动热的快速准确预测是当前高超声速气动热弹性分析的重要前提. 针对当前高超声速气动热工程计算、高精度数值计算和实验研究均不能很好适应工程应用的问题,结合代理模型的基本思想,提出了基于代理模型的高超声速气动热模型降阶方法,建立了一种高超声速气动热模型降阶框架. 以典型高超声速三维翼面为例,对比拉丁超立方采样方法lhsdesign函数和改进的逐次枚举的拉丁超立方方法SLE,利用相同的设计样本点和代理模型构造方法,SLE方法构造的降阶模型预测翼面温度平均误差、L_∞和e_NRSME均小于lhsdesign方法,SLE采样方法有助于提高降阶模型的精度;对比Kriging和RBF两种代理模型构造方法,Kriging方法构造降阶模型优于RBF方法. 针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明,本文高超声速气动热降阶方法具有较高的精度和效率.      

近空间高超声速弹箭气动数值模拟

针对近空间高超声速飞行弹箭气动力、气动热问题,采用Spalart-Allmaras(SA)湍流模型和热完全气体模型,运用时间相关有限体积方法及AUSM~+格式对三维非定常可压缩流体Navier-Stokes方程进行了数值模拟.再现了超高速条件下弹箭周围的复杂流动现象,得到热流分布规律,为进一步近空间超高速弹箭研究奠定了基础.计算结果表明阻力系数随着攻角的变化显著变大;弹箭尾翼气动加热很严重,弹箭尾翼变大时气动加热量明显增大,在设计弹箭时应引起足够重视.     

基于MSC/NASTRAN的高速飞行器气动热与结构响应耦合分析程序开发

在Window环境下,以PATRAN为平台,利用二次开发语言PCL(patran command language)把气动加热工程计算方法与NASTRAN进行实时耦合,通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了飞行器气动加热/结构热响应耦合分析程序CASRAS(couple up aeroheatingstructural response analysis program system)。该程序可对高超声速飞行器热防护系统进行快速隔热性能评估,对高超声速飞行器内部电子设备环境温度进行快速预估。通过物理模型归一化处理,能够对热试验方案的制定提供技术支持,从而将试验与理论分析有机的结合在一起,对热结构设计和结构热试验有很高的实用价值。     

高超声速壁板流固热耦合建模与分析

基于气动热、气动弹性双向耦合的热气弹分析方法,建立了高超声速三维壁板流固热耦合分析模型。气动力计算采用三阶活塞理论,气动热计算采用参考温度法,热传导和结构响应采用有限元方法进行。研究了不同边界条件、飞行轨迹下耦合方式对三维壁板热气弹响应的影响。结果表明:不同流固热耦合机制对高超声速气流中壁板响应预测影响各不相同,表明了研究的必要性。     

微燃气轮机环型回热器数值模拟及实验研究

基于层流的假设运用计算流体动力学方法对微型燃气轮机环型回热器交错波纹原表面通道两侧流体耦合换热与流动特性进行数值模拟及实验研究.结果表明,数值计算结果和实验结果之间的误差在允许的范围内.在此基础上,通过改变通道结构进一步研究其传热及流动特性,为回热器设计提供参考.     

液态金属充型过程流动与传热数值模拟

根据有限差分法原理,对液态金属充型过程中同时发生的流动与传热过程,用在微小时间段内独立的流动与传热过程近似表示.结合温场数值模拟与流场数值模拟技术,开发铸件成形过程流动场与温度场耦合的数值模拟软件,并利用该软件对标准实验铸件充型过程进行耦合分析.研究结果表明:该方法不需要求解用能量平衡法建立的,考虑了流动对传热影响的复杂方程,有利于提高流动与传热耦合数值模拟的计算速度;自主开发的金属液态成形工艺分析系统的"耦合"计算功能是有效的,且计算精度较高.     

持续气动加热环境下的结构热载荷分析与应用

气动热问题是制约高超声速飞行器发展的关键问题之一,其产生的热流对结构固有特性具有显著的影响。热模态分析是研究热载荷对结构固有特性影响的一个重要方法,其分析结果对防热结构的选材与设计具有重要的参考价值。针对高超声速飞行器进气道前缘结构开展了热载荷分析与应用研究,计算了结构在冷壁热流及通过流-固耦合法解算的热壁热流两种载荷条件下的温度场及前三阶模态的振动幅度与固有频率的变化情况。结果表明:采用流-固耦合算法解算的热载荷适用于持续气动加热环境下的结构热分析及热模态分析。耦合计算600 s后受热结构逐渐趋于热平衡,此时最高温度达到1 200 K左右,前三阶模态的最大相对振动幅度分别增长了24.4%、5.6%和36.7%,固有频率分别下降了14.1%、8.8%和9.9%。     

带减阻杆的高超声速弹丸气动特性研究

为了研究带减阻杆的高超声速弹丸气动特性,基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式、k-ω SST两方程湍流模型,采用有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并对数值方法的有效性和可靠性进行了验证.在此基础上,对带减阻杆的高超声速弹丸流场进行了数值模拟.研究结果表明:基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式发展的数值方法可信度较高,能用于弹丸气动特性数值计算;在减阻杆长度一定条件下,随着马赫数的增大,减阻率将提高;在一定的减阻杆长度、马赫数下,随着攻角的增大,全弹总阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数将增加;减阻杆基本不会影响弹丸的升力和俯仰力矩.研究结果为高超声速弹丸工程设计提供参考.     

法向网格增长比对双椭球气动热数值模拟的影响

针对高超声速气动热数值模拟的网格尺度问题,以双椭球外形为研究对象,开展了法向网格增长比对热环境计算结果影响的研究。结果表明:法向网格增长比不宜过大,否则流场结构会发生改变,导致热流计算结果不准确。基于MOE方法将计算热流值进行插值处理获得了热流"精确值",并以该值为参考量化了法向网格增长比的网格无关范围,当法向网格增长比控制在1. 02～1. 21时,热流计算结果对网格的依赖性较小。计算热流值与试验值对比良好,有较高可信度。     

高超声速飞行器综合热效应问题

综合热效应会导致高超声速飞行器多物理场间的时-空强耦合效应更加显著,是未来长航时高超声速飞行器研制中将面临的一个重要问题.本文阐述了综合热效应问题的内涵,结合飞行器多系统耦合现象的物理链路,详细阐述了综合热效应问题的物理本质和预测方法,讨论分析了气动热、气动/结构/轨道耦合等影响综合热效应的关键问题,介绍了耦合实验研究方面的新进展,并对考虑新型复合防热材料跨尺度效应、基于多因素耦合方法的多系统优化设计、舱内热效应对防热系统的影响等综合热效应的外延与拓展问题进行了讨论.     

高超声速飞行器变比热驻点热流计算

 为快速准确预测高超声速飞行器驻点热流密度,基于P-R 状态方程,计算空气真实气体状态下比热比、定压比热容,得到温度拟合公式。应用变比热计算了高超声速飞行器激波后温度,应用空气真实气体状态下定压比热容计算了典型的高超声速钝头体驻点热流密度值。计算结果与实验值基本吻合,表明计算方法可行,有足够的精度,可为高超声速飞行器初步设计热环境计算和防热材料的合理选择提供可靠的参考数据。     

流热网络耦合及局部三维计算方法研究

发动机空气系统可分别建立流体网络与热网络进行耦合计算。通过守恒方程进行迭代计算,并对参数进行修正,最终得到满意结果。提出一种流热耦合参数修正的思路,考虑了由于固体换热导致流体温度升高对密度及其他参数的影响。并以密度为标准,对其他参数进行修正,使计算结果更为准确。并通过编写空气系统部件集成仿真平台,实现局部快速三维仿真,得到流热网络计算所需的部分参数。     

考虑转捩的气冷涡轮气热耦合仿真

以NASA-MARKⅡ跨音速涡轮叶片以及某低压涡轮导叶为例进行了考虑转捩的气热耦合计算. 首先开发了有限差分气热耦合求解器,采用直接耦合方法进行流固区域的数据传递,并采用AGS代数转捩模型来预测叶片表面的转捩流动现象. 然后以NASA-MARKⅡ叶片的5411号试验工况为例对该转捩模型进行了验证,对比表明AGS模型能够预测叶片表面的转捩流动过程,所预测的叶片表面温度分布与对流换热系数分布和实验值吻合较好. 最后采用该耦合求解器对某双腔内冷以及尾缘劈缝的低压涡轮进行气热耦合计算,对叶片的热负荷进行了分析.      

非共沸混合工质水平管内环状流型下强制对流蒸发传热的分析模型

分析了非共沸混合工质水平管内环状流型下强制对流蒸发的局部换热系数的计算方法，推导出局部换热系数的计算公式，并分析了影响非共沸混合工质蒸发换热的主要因素．利用本文公式得出的预测值与实验数据比较，取得了一致的结果     

汽车发动机舱散热性能实验及数值研究

针对后置式汽车发动机舱过热问题,以某混合动力汽车为研究对象,运用3D/1D数值耦合方法,建立了发动机舱散热系统的耦合计算数值模型.通过耦合数值计算,对不同环境温度和车速条件下的机舱发动机部件表面对流换热系数、机舱空间流量系数进行了研究,总结了对流换热系数、流量系数的一般性规律,并拟合了相应的经验关系式,为发动机冷却系统一维模型以及发动机舱的设计研究提供了参数依据和理论基础.同时通过对机舱热流场分析,发现不同的机舱布置形式下,对流换热系数和机舱流场有明显影响.     

基于CNN-LSTM的综合能源系统负荷预测模型

负荷的准确预测是综合能源系统设计、运行、调度和管理的前提。现有的负荷预测模型中大都考虑了气象、日期因素,却没有考虑系统中电、冷、热负荷间的相关性,这会对模型的预测精度造成影响。使用了科普拉理论对系统中3种负荷之间的相关性进行分析。从分析结果看,它们之间具有强相关的关系。基于上述分析结果,提出了一种基于深度学习的智慧综合能源系统负荷预测模型,该模型使用卷积神经网络(convolutional neural network,CNN)来提取系统中电、冷、热负荷间的耦合特性相关的特征量。将得到的特征量转换为时间序列后,输入到长短期记忆(long short-term memory,LSTM)网络中进行负荷预测。实验显示,所提出的CNN-LSTM组合模型的预测精度更为精准,可为综合能源系统的负荷预测提供参考。     

高超声速钝头体表面热流的数值模拟

高超声速飞行器表面热流的精确预测对于飞行器的安全至关重要。传统的模拟方法在预测热流中主要包括两个难点,一是传统的计算格式数值粘性太大;二是熵修正函数的引进限制了热流分辨率。为了解决上述两个问题,通过设计一可调参数,引进了可调数值粘性格式。为了使该格式适用于高超声速流动模拟,通过反扩散方法,将格式一致提升至二阶精度,并引进了与之相适应的熵修正函数。对三维球头和钝锥绕流进行了数值实验,结果表明,相对于传统格式,修正后的可调数值粘性格式可以显著降低热流计算对网格的依赖性,提高计算精度。     

高超声速双锥体绕流的数值计算与流场分析

 双锥几何外型的高超声速绕流问题涉及激波-激波相互干扰以及激波-边界层相互作用等复杂流动现象,是计算流体力学领域的热点问题,常被作为此类复杂流动的典型算例。本文从守恒型Navier-Stokes方程组出发,考虑了非平衡态气体的振动激发过程,采用高分辨率TVD有限差分格式研究了5种来流马赫数（15.56,10.34,9.59,8.20和8.06）,2种气体环境（纯N2和纯O2）,以及2种双锥外型（尖头体和钝头体）的气动热力学特性,较详细地给出了上述各种情况下壁面热流密度分布以及气动力系数等重要参数,所得结果与国外相关实验数据吻合较好,初步显示了本文所编程序的有效性。对差分格式精度和典型限制器（minmod、van Leer限制器）进行比较,发现数值计算所得分离区大小受格式耗散性影响很大,其中使用van Leer限制器所得到的分离区大小与实验结果吻合得较好。     

基于FEM及KIVA的内燃机耦合部件传热建模

为了更为准确地对内燃机耦合部件三维燃烧过程进行模拟,开发了一种内燃机燃烧室耦合部件三维传热有限元法（FEM）计算程序.建立了内燃机气-固传热模型;通过将该模型应用于KIVA程序,可获取用于有限元计算的燃烧室壁面的三维瞬态燃气温度分布及对流换热系数分布.以汽油机LJ377MV为例,计算了内燃机耦合部件的稳态温度场及瞬态温度场,结果表明：壁面附近瞬态温度边界条件的不均匀性对内燃机耦合部件稳态温度分布及瞬态温度波动有着重要影响.