高超声速非平衡气动加热试验及数值分析研究

高超声速非平衡流动气动加热的精确预测是当前高超声速飞行器热防护设计面临的难点和热点问题.设计了外形简单的球柱测热模型,采用表面溅射金Au和二氧化硅SiO_2的方法改变了模型和塞式量热计表面的催化特性,并在电弧风洞中开展了高超声速非平衡流动气动加热试验,获得了近完全催化壁及近非催化壁两种条件下模型表面的气动加热数据.通过和数值模拟结果对比分析,对高温化学非平衡气动加热的数值预测方法进行了验证,结果表明:表面材料的催化特性对非平衡气动加热有显著影响,测热模型的球面上催化效应影响明显,完全催化热流要高于非催化热流,而柱面上催化效应较弱;数值模拟得到的不同壁面催化条件之间热流差异大于地面试验结果;计算结果与试验结果相比,完全催化壁热流相差在5%以内,完全非催化壁热流相差超过10%.     

TCVI工艺制备C／C复合材料的多物理场耦合模拟

采用2D轴对称瞬态模型对热梯度化学气相渗积（TCVI）22艺制备高性能C／C复合材料过程进行模拟．模型包括对流、热传导、扩散、沉积反应和孔隙演变等物理化学过程．采用有限元方法实现了多物理场迭代耦合计算，得到了各时刻流场、温度场和密度分布规律，研究表明对流对温度场分布具有重要影响．对于采用TCVI工艺致密化100h的C／C复合材料，对比实验测得的预制体平均密度径向分布，计算结果与实验结果符合一致规律，验证了模型的可靠性和模拟计算的预测能力．     

表面催化特性对火星进入气固耦合热效应的影响研究

高超声速进入火星大气层过程特殊且复杂的高温真实气体效应及气固界面热化学作用给火星进入器耦合气动热环境的精准预测带来巨大挑战.针对火星进入气固耦合问题,建立非平衡气动热环境和结构热响应的耦合计算方法,开展进入器防热大底高超声速非平衡气动加热和结构传热的耦合计算分析,获得了典型弹道点上气固界面非平衡热化学作用对耦合加热的影响规律.耦合分析表明,壁温梯度所致的对流热流和组分扩散热流均对高超声速非平衡气动加热有较大影响;当前耦合计算状态下组分扩散热流占总热流的主要部分,尤其CO2部分影响最大;所计算的热防护系统能够有效阻止气动热向舱内传递,防隔热性能良好,表面热流与辐射散热可快速趋于局部热辐射平衡,可采用辐射平衡壁面条件解耦模拟气动热环境;完全非催化/完全催化壁面热流随耦合时间逐渐降低,但有限速率催化热流因界面非平衡热化学效应而先增后降;壁面热流与壁温的线性度因界面非平衡热化学所致扩散热流的引入而减弱.     

基于控制理论的透平叶栅气动反设计优化

本文应用控制理论,采用提出的基于网格节点位置坐标直接变分法,研究建立了一般性优化问题的伴随系统,研究发展了基于控制理论的轴流式透平叶栅气动反设计优化方法与系统.该伴随系统的推导过程以尽可能的减少计算资源为宗旨,应用分部积分公式和连续伴随方法,最终得到的目标泛函变分的表达式中仅仅含有网格坐标变分的边界积分项,避免了梯度计算过程中网格内部节点的重复生成,相对于传统的伴随方法更进一步节省了计算资源.伴随系统的数值求解采用ROE格式近似黎曼通量和显式五步龙格-库塔时间推进法,并使用多重网格技术和当地时间步长加速收敛.为验证本文伴随系统的稳定性、通用性、收敛性和精确性,通过定义不同的目标函数进行了考核,研究结果表明,本文所研发的伴随系统和反设计优化系统具有优秀的鲁棒性和高效性,能够有效应用于轴流式透平叶栅气动反设计优化中.在此基础上,结合本文所研究的气动优化理论,建立了应用Euler方程和N-S方程的伴随方法叶栅气动反设计优化方法与系统,研发了轴流式叶栅的二维、三维无黏及黏性条件下的压力反设计、等熵马赫数反设计软件,成功进行了数值算例研究,验证了该优化系统的有效性和经济性.     

气动热-气动弹性双向耦合的高超声速曲面壁板颤振分析方法

建立了气动热、气动弹性双向耦合高超声速二维曲面壁板颤振分析方法．基于柯西霍夫假设和冯卡门非线性应变．位移关系,建立了考虑几何非线性的二维简支曲板的气动．热．弹性分析方程;使用迦辽金方法对方程离散处理,采用四阶龙格．库塔法求解微分方程;三阶活塞理论用于气动力分析;使用参考温度法和平板气动热公式计算气动热．研究中重点考虑：1）气动热与气动弹性双向耦合,既分析气动热对结构刚度的影响,又分析气动弹性对气动热的影响;2）结构温度随飞行时间的积累效应;3）弦向和厚度方向非均匀温度分布的影响;4）曲面壁板的初始变形对壁板颤振发生时刻的影响．通过与传统的只考虑气动热．气动弹性单向耦合的分析结果进行对比,发现基于气动热和气动弹性双向耦合的壁板颤振分析结果更危险,这一点在精确分析中应当予以重视．     

多时间步长结冰数值模拟方法研究

时间步长是影响飞机结冰数值模批精度的重要参数之一。本文通过求解雷诺时均N-S方程,湍流模型采用k-ε两方程模型,获得空气流场,求解水滴运动轨迹方程获得水滴撞击特性,基于Messinger热力学模型求解能量和质量守恒方程计算冰形。并采用扇形分区法,更新机翼前缘结冰区网格,保持网格拓扑结构不变,实现多时间步长结冰数值计算。比较了采用单时间步长法争多时间步长法对翼型表面结冰增长数值模拟的计算结果,并与冰风洞试验数据及LEWICE预测数据进行对比。在此基础上,计算分析了不同时间步长对部件表面的结冰冰形的影响。结果表明,只有采用多时间步长法进行飞机结冰数值模拟方是有效的,并且存在一个合适的时间步长,既满足计算精度要求,又能提高计算效率。     

三维非理想低磁雷诺数磁流体流动的数值模拟

对三维非理想低磁雷诺数磁流体问题发展了五波模型算法，建立了低磁雷诺数下模拟磁流体的五波模型．模型由带有源项的Navier-Stokes方程组和Poisson方程构成，并且考虑了Hall效应．对Navier-Stokes方程组采用严格保证熵条件的熵条件格式，而Poisson方程则采用中心差分格式；推导了低磁雷诺数下磁流体Rayleigh问题和Hartmann流动问题的解析解，和数值模拟结果比较说明该算法和程序可靠性较高；将该算法用于低磁雷诺数磁流体管道中单对电极流动的计算，结果表明Hall效应引发了电流密度和电势等值线的扭曲，且在正极的上游边界和负极的下游边界集中，该效应还导致从负极出发的电流偏离对应的正极．     

CRH3型高速列车气动头型优化计算

本文针对CRH3型高速列车的气动外形设计问题,提出了一套高效的头型气动力优化方法.使用NS方程进行流场求解,结合遗传优化算法和任意网格变形技术,避免了流场计算时几何变形和网格剖分的庞大时间开销,提高了优化计算的效率.通过对设计空间中的设计点进行统计分析,研究了优化设计变量与优化目标之间的相关性,分析出了影响优化目标的几个关键变量,并采用Kriging算法对关键设计变量与优化目标进行了响应面分析,得到了关键设计变量与优化目标之间的非线性关系.最后,通过优化头型与原始头型的气动性能比较,对CRH3型高速列车原始头型的气动稳定型进行了评估.     

天问一号火星探测器气动热防护系统设计与实现

本文采用基于热解层模型的烧蚀热响应计算方法,对轻质防热材料的烧蚀机理进行分析,预测了防热材料在火星气动热环境下的烧蚀、热解及传热特性.开展地面风洞试验设计,获取了多状态下的防热材料烧蚀数据.通过与地面试验数据的比对分析,对烧蚀传热计算模型中的不确定性参数进行了修正,最终确定了气动热防护系统的设计状态.飞行任务表明,天问...     

双旁侧进气高超声速飞机概念设计与评估

要本文提出了一种旁侧进气翼身融合体布局一体化气动构型，并首次提出了一种基于双乘波体旋转对拼的前体设计方案．在全参数化构型设计的基础上，以数值模拟为评估手段，给定不同设计参数对前体进行了分析，结果表明在获得良好容积和升阻性能的同时，利用左右乘波面作为进气道的外压缩面，可保证进气道入口截面处具有较好的流场均匀性和来流捕获量．进而针对幂曲线、余弦曲线等4种典型的翼前缘形状，开展了整机数值分析．计算结果证明了飞行器的高升阻比优势，同时也发现由于机体／机翼的耦合作用，小攻角飞行状态下机翼前缘可以捕获机体压缩产生的部分高压，故在0°和4°攻角条件下，4种构型的升阻比呈现完全不同大小排列顺序．这一结果也为后续的优化设计提供了方向，即前缘形线的合理选择应可进一步提高飞行器的升阻比．     

液滴冲击自由液面的SPH法数值模拟

液滴冲击液面是一个在自然界及工业生产中极其普遍的现象,同时又是一个极其复杂的强非线性瞬态冲击与自由表面流动问题．本文在二维黏性不可压缩N-S方程的基础上,采用光滑粒子流体动力学方法对液滴（水珠）以一定的初速度冲击盛水容器内液面问题进行了数值模拟研究．研究过程中通过搜索自由表面粒子,在表面粒子之间,考虑了表面张力的作用;运用人工黏性解决了初始冲击效应;同时引入边壁虚粒子和镜像虚粒子处理边界条件,很好地解决了粒子法的边界缺陷问题,并消除了容器角落处实粒子的不稳定现象．计算结果得到了粒子分布图、流场图,压强图及不同粒子位移和速度变化曲线,通过将模拟结果与实验照片进行比较说明了模拟的有效性,最后还定性比较了分别采用Level—Set法、BEM法及SPH法时的液面波动曲线变化情况．研究结果表明：液滴冲击液面时会出现液体飞溅、不连续液面以及自由液面大幅晃荡等强非线性现象;冲击过程中液体粒子运动呈现震荡特性;SPH法对处理自由表面大变形问题具有一定的优势．     

采用流体网络与气热耦合方法的涡轮叶片复合冷却结构改型设计

将流体网络方法应用于高性能涡轮叶片复合冷却结构的设计中,开发了气热耦合数值计算方法,并对其进行了可靠性验证．对采用复合冷却方式的某型高压动叶内部冷却结构进行基于流体网络分析的快速预测,评估其气动与传热特性．针对网络分析结果,提出3种改进措施,即调整不同冷却通道冷却气体流量、减小通道转弯结构流阻、以及调整局部高温区的内冷几何结构．通过全三维燃气．固体叶片一冷却气流耦合计算验证,指出改型设计降低了叶片表面最高温度,整体温度分布更加均匀,冷气入口参数匹配合理．结果表明,计算方法大大缩短了涡轮叶片复杂冷却结构的设计周期．     

水平梯度表面能材料表面上的液滴运动

通过化学气相沉积的方法（CVD），利用十二烷基三氯硅烷（C12H25Cl3Si）在硅基板表面上的自扩散方式，形成单分子自聚合薄膜，在硅基板上制取了梯度表面能表面．采用原子力显微镜对梯度表面能材料表面微观结构进行了测量．通过躺滴法，获得了梯度表面能材料水平表面上的微量液滴接触角的分布，并以此表征材料表面能的分布．使用高速摄像仪对液滴在水平放置的梯度表面能材料表面上的运动规律进行了测量．实验表明：水平放置的梯度表面能材料表面可驱使液滴从憎水侧向亲水侧迁移，单个液滴的运动速度最大可达40mm／s,液滴在梯度表面能材料表面的运动一般可分为加速运动区和减速运动区；当液滴峰值速度较小而减速运动较大时，液滴运动会呈现蠕动的现象．     

大变形飞机配平与飞行载荷分析方法

提出了一种可同时考虑结构几何非线性效应曲面气动力效应的大变形飞机静气动弹性配平和载荷分析方法.该方法利用三维曲面涡格法计算大变形飞机的曲面气动力,引入非线性结构有元计算方法考虑结构几何非线性效应,采用曲面样条插值方法解决气动/结构耦合问题,然后结合全机在变形构型下的刚体运动平衡方程进行柔性飞机大变形状态气动/结构耦合情况下的静气动弹性配平迭代求解.以某常规局大展弦比柔性飞机半展长缩比模型为例,应用该方法对其纵向静气动弹性配平特性及飞行荷进行详细的分析与研究,并与MSC Flightloads线性方法的计算结果进行了对比.分析结果表明结构变形较小时,本文非线性方法和线性方法的计算结果吻合较好.而当结构具有较大变形时,由于线性方法无法考虑气动力曲面效应和结构几何非线性效应故不再适用,而本文出的非线性方法可对大柔性飞机在大变形构型下的配平特性作出较为准确合理的预测,并可满足飞机设计各个阶段的工程应用需求,完成考虑结构几何非线性静气动弹性配平特性的多轮次快速分析.     

偏离设计工况时离心泵内部流场的数值模拟

通过高效数值模拟的方法分析通流部分的气动性能,对叶轮进行优化改进,扩容改造,从而提高效率,可靠性,安全性.主要采用FLUENT,在双参考坐标系下,利用有限体积法对雷诺时均Navier-Stokes方程进行数值离散,选用标准k-s湍流模型,SIM-PLEC方法求解,对原模型泵进行非设计工况下内部流场的叶轮和蜗壳的耦合数值模拟,主要是变转速和变流量调节.得出变转速调节下全流场的速度和压力分布均与原模型相似,但转速过低时则出现明显不同;变流量模拟时,无论是大流量还是小流量,在叶轮流道和蜗壳区均出现了较为严重的回流和漩涡区,并对这一现象进行了分析.最后对原模型蜗壳提出了一些改造意见,指出了偏心蜗壳在蜗舌处的回流情况较对称蜗壳好一些.     

换热器设计中的炽耗散均匀性原则

本文建立了烘耗散均匀分布原则（EoED）：在给定热负荷和换热面积条件下，当局部煅耗散率在换热器中均匀分布时，总的煳耗散率取得最小值．并且证明了当传热系数不固定时，煅耗散均匀分布所得出的总煳耗散率小于温差均匀分布所得出的总煅耗散率，而有效度大于温差均匀分布的结果．如果假设换热系数固定，则煅耗散均匀分布等价于冷热流体的温差均匀分布．发现用熵产均匀分布原则和愀耗散均匀分布原则对换热器进行优化得出的熵产和煅耗散不相同．本文从理论上分析了熵产最小法与煅耗散最小法的适用范围：前者用于换热器的优化是基于使做功能力损失最小，而后者没有涉及到做功过程．并举例验证了熵产最小法与烛耗散最小法的区别，计算结果表明熵产数不适用于不同换热器间性能的比较，因为它直接依赖于流体的出入口温度；而煅耗散数不直接依赖于流体的出入口温度，因此，更适合作为不同换热器之间性能比较的标准．     

乘波布局高超声速飞行器纵向静稳定特性分析

高超声速滑翔飞行器稳定性设计方法的研究具有重要应用价值.乘波体构型滑翔飞行器由于没有平尾且飞行在高空、高超声速条件下,其纵向静稳定特性与常规飞机有很大不同,对此传统飞行力学并无相应设计依据.在相切锥乘波体理论基础上,本文建立了计及流向一阶导数和二阶导数的微元计算模型,结合牛顿法、活塞理论、切楔/切锥法的理论推导与CFD数值计算,研究了典型二维剖面在高超声速、宽攻角范围下的纵向静稳定特性,从理论角度证明了沿流向＂下凸＂的流线特征有利于保证纵向静稳定,而＂上凹＂形状特征不利于纵向静稳定,该结论通过二维和三维算例得到了验证.以上述分析为基础,解释了基于锥型流的乘波体难以满足纵向静稳定性的物理原因,以及俯仰配平舵面可能对纵向静稳定性带来的影响,并提出了相应解决方案.进一步分析表明该结论适用于宽马赫数和宽高度范围,且黏性作用并不改变上述规律,相关结论可作为高超声速滑翔飞行器气动设计的参考.     

用κ-ε紊流模型计算跌坎水流数值方法探讨

采用一种欧拉-拉格朗日（Eulerian-Lagrangian）相结合的剖开算子方法,用三角形网络离散流场,由κ-ε紊流模型数值求解了二维过跌坎水流.用特征线法解对流算子,用有限元法解扩散算子和圧力波松方程.算例表明,主要计算成果和试验结果能较好吻合,该法能很好适应解强非线性对流算子的复杂紊流流场.文中还对模型的边界条件处理进行了探讨.     

应用MDDES的飞行器气动／结构耦合抖振数值模拟

严重分离流动非定常效应是造成现代飞行器发生抖振的主要因素,因此,准确模拟飞行器分离流动是开展飞行器抖振研究的基础．本文在综合考虑现代计算机资源以及分离流流动模型可信度的基础上,建立了基于MDDES（Modified Delayed Detached Eddy Simulation）的分离流非定常数值模拟方法,通过对典型的战斗机大攻角分离流模拟计算,对计算方法进行了验证．在此基础上,综合利用RBF径向基函数技术与无限插值方法建立高效的、鲁棒性强的动网格技术,结合模态空间下结构动力学方程,建立了飞机气动／结构耦合抖振数值模拟平台,对某战斗机大攻角下边条涡干扰引起的垂尾抖振问题开展研究．数值结果显示：通过对流场中涡破裂位置的压力脉动的时域响应进行的频谱分析表明,不同尺度的涡结构脉动频率覆盖了垂尾的结构固有模态频率,相比较雷诺平均Navier-Stokes方程,MDDES方法能够分辨出更细致的、更高频率的小尺度涡结构;与颤振明显的区别,各阶模态位移加速度响应由自身模态所主导,一阶弯曲与一阶扭转模态存在强烈的耦合,使结构产生加速度,承受较大的惯性力载荷冲击,是引起结构疲劳的主要因素,验证了所采用数值手段和相应方法的有效性．     

基于PIV技术的温度敏感型磁流体无泵流回路的实验研究

建立了温度敏感型磁流体无泵流冷却回路实验系统，采用粒子示踪测速技术（PIV）对整个回路中的流场进行了测量，实验研究了不同加热、冷却功率下回路的流动传热性能，分析了磁场及温度场的协同作用对回路性能的影响．结果显示：温度敏感型磁流体在外加适当磁场及温差时可以持续流动，将热量从热端传递到冷端并循环工作；系统冷却性能受到磁场及温度场的协同作用影响．