倾斜翼面施加有限元载荷的一种方法

对于翼面弦平面与飞机对称平面有一定夹角的新型垂尾,该文提出了对于对称翼型,将结构气动载荷通过坐标变换转化为垂直于垂尾弦平面的载荷,并将气动载荷按等比例分配至上、下翼面,后将两组结构载荷分别转化为有限元的节点载荷,并在同一载荷工况下进行叠加计算。新的方法能保证气动点载荷重新分配后,有限元节点载荷的合力、压心与原始的气动数据一致。     

超音速三角翼多场耦合分析研究

为了对超音速三角翼在气动加热作用下的结构和气动耦合特性进行系统分析和研究,分别采用有限元方法和计算流体力学方法,建立结构和气动分析模型,在此基础上,建立热流、气动压力到有限元节点和有限元节点位移、温度到气动节点的插值模型,确立气动、结构模型之间压力场、热场、温度场和位移场的耦合关系,通过多轮迭代计算,获得考虑耦合效应的结构和气动特性。通过某马赫数为3的三角翼的计算和验证,可以得出,此方法能够对超音速飞行器的气动和结构耦合问题进行比较准确的分析,在超音速飞行器设计中具有较大应用价值。     

多片尾翼布局弹箭气动特性数值计算

用数值模拟方法研究多片尾翼布局弹箭的气动特性．以三维Navier—Stokes方程为控制方程，用CFD方法对4片、6片与8片平直形尾翼和卷弧形尾翼弹箭的流场进行数值模拟研究，得到的气动特性结果与风洞实验结果基本吻合，为多片尾翼布局弹箭的气动设计及尾翼片数的合理选择提供了依据。     

复杂外形火箭导弹三维绕流与喷流干扰流场的数值模拟

该文基于雷诺平均三维Navier-Stokees方程及k—ε模型，采用高精度的有限体积TVD格式以及多重网格Runge-Kutta时间推进算法对在超声速有攻角条件下带尾翼／弹翼的弹箭绕流与喷流干扰流场进行了数值模拟。获得了绕流和喷流相互干扰的波系结构，以及弹翼与尾翼、弹翼／尾翼与弹体相互作用的复杂流场，分析其流动现象，揭示了流动规律，为火箭导弹合理的气动布局提供依据。     

民用运输机机身有限元节点载荷分配方法

民用运输机机身载荷由分布载荷和累计载荷两种形式给出。为了将这两种形式的载荷分配到机身加载站位的有限元模型节点上,本文研究了载荷分配方法,对于分布载荷,首先按照＂杠杆比＂分配到机身加载站位切面上,再分配到预先选定的机身有限元模型节点上;对于累计载荷,首先按照＂追赶拟合＂转换为机身加载站位切面上的分布载荷,再分配到预先选定的机身有限元模型节点上。在上述阐述中,给出具体的公式推导过程,为机身载荷分配提供了理论基础。     

两种典型尾翼形状对无伞末敏弹气动特性的影响

为研究尾翼形状对双翼无伞末敏弹减速导旋性能的影响,分别对平板尾翼和S-C形尾翼结构末敏弹的气动特性进行研究。基于计算流体力学方法,获得了末敏弹气动外形的流场特性、表面压力分布和阻力系数、升力系数和转动力矩系数随攻角变化的规律。通过自由飞行试验对平板尾翼和S-C尾翼末敏弹进行了动态气动特性研究。数值计算结果显示,平板尾翼和S-C尾翼模型阻力系数在6～9间,其增阻效果明显;两模型升力系数均呈负线性变化,尾翼形状对升力系数影响较小;尾翼形状对转动力矩系数影响明显,平板尾翼几无转动力矩产生,S-C尾翼转动力矩相对较大并随攻角增加而减小。自由飞行试验表明,S-C尾翼结构自由飞行状态下增阻效果好于平板尾翼,并可使弹体获得转动力矩而维持稳定转速,能够实现稳态扫描运动。平板尾翼末敏弹自由飞行稳定性差。     

子午线轮胎复杂胎面花纹有限元网格自动划分方法

为提高复杂胎面花纹有限元模型的建模效率和网格质量,基于节点构建三维网格的方法和保角映射技术,提出了一种复杂胎面花纹有限元网格自动划分的方法。即通过MATALB编制程序,将花纹外轮廓由曲线变换为直线,并根据花纹尺寸参数在截面内建立分层线,使之与花纹展开图二维网格模型直接对应,再通过投影的方式获取所有节点信息,并按照右手定则分类连接单元节点。在此基础上,对生成的花纹网格模型进行还原和排序,实现自动生成完整的胎面花纹有限元网格。利用ABAQUS软件进行轮胎径向刚度和接地压力的仿真,结果表明：与传统建模方法相比,所提方法不仅能大幅提升花纹有限元建模效率,还保证了有限元网格具有较高的质量,仿真结果与试验结果基本一致,可见所提方法能更加准确、有效地模拟复杂花纹轮胎的实际情况。     

无伞末敏弹稳定翼片流固耦合特性研究

以某结构双翼无伞末敏弹C型尾翼为研究对象,通过对其进行流固耦合计算,得到此类型尾翼的气动特性。结果表明,尾翼平面部分在气动力作用下仍保持平面形状,两弯折面发生弯曲。刚、弹性尾翼阻力系数及二者的偏差随攻角的增大而减小,在30°攻角时两种尾翼的阻力系数几乎相等。迎风面最大压力随来流速度的增加呈现递增趋势,相同来流速度时,大攻角下的最大压力大于小攻角下的最大压力。尾翼对称面背风面出现两个大小大致相等的涡,呈现蝴蝶状低压区。     

航空螺旋桨振动特性影响因素

选取某航空活塞发动机的两桨叶定距螺旋桨为分析对象,基于通用有限元软件平台建立螺旋桨整体结构、单个桨叶结构的三维有限元模型。根据航空活塞动力装置性能参数,计算出螺旋桨在地面起飞状态下受到的气动、离心载荷,再利用有限元软件计算了螺旋桨整体结构、单个桨叶结构在无外载荷作用下的、只有气动载荷作用的、只有离心载荷作用的、气动和离心载荷同时作用的自振频率和振型。通过对计算结果的分析,发现了气动载荷、离心载荷、形状（整体或单个桨叶）因素对频率、振型的影响规律,对其他与气体有相互作用的旋转部件的振动特性计算和分析具有重要的指导意义。     

汽车气动附件对气动力优化的数值仿真

汽车气动附件在汽车上有很广泛的应用,对汽车的气动特性有显著的影响,常见的气动附件有阻力气动附件和升力气动附件。为研究汽车气动附件对气动力的影响,采用数值仿真的方法,分别以SUV模型和跑车模型为基础,对气动阻力附件和气动升力附件进行研究。研究结果表明:对于SUV车型,气动阻力附件能够有效地降低汽车的气动阻力,而由于SUV具备较高的车身和较大的离地间隙,顶部气动附件的作用较底部气动附件更加明显;尾翼的端板能阻挡气流向两侧的逸散,因而带有端板的尾翼能产生更大的负升力;双尾翼能产生更大的压力差,所以对升力的优化效果最为显著。     

复杂峡谷地形条件下的桥上动车组横风气动特性研究

为研究桥上动车组穿越复杂峡谷地形时的横风气动特性,本文以CRH6型动车组为研究对象,基于三维、粘性、不可压缩的N-S方程和k-ε湍流模型,采用滑移网格技术,耦合高架桥、横风和车速,计算复杂三维峡谷地形下动车组的气动载荷.研究结果表明:列车表面压力在流线型头部有显著变化,压力最大值出现在列车头部鼻端点区域;随着车速和横风...     

高速列车车体气动载荷疲劳强度试验装置研究

研制车体交变气动载荷试验装置,利用该装置对新造车体进行疲劳强度试验,讨论车体交变气动载荷疲劳试验加载方法、压力、压力波形与周期、加载次数等参数,并完成车体交变气动载荷疲劳试验装置方案及数据采集系统方案设计;将合武铁路现场测得的CRH2型动车组以250 km/h速度过隧道时车内外压力差曲线与该试验装置测得的压力曲线进行比较。研究结果表明:车内外压力差曲线与该试验装置测得的压力曲线基本吻合,该试验装置可真实模拟列车高速通过隧道时车体承受的交变气动载荷,为研究新造高速列车车体在交变气动载荷作用下的疲劳强度特性提供了重要的试验手段,建议我国新造车体按其实际运行过程中承受的交变气动载荷加载进行疲劳强度试验。     

结构特征数计算程序

本文提供了一份计算尾翼弹或非尾翼弹的特征数计算程序,输入原始信息只要少数几个特征节点坐标即可,弧形部分当中节点坐标信息可根据二端点坐标值和形成半径自动生成,输出形式类似于手算格式。仍然采用数值积分的方法——将弹体看成截锥体元素之和,将尾翼看成梯形元素之和。 本程序使用DJS——6机的ALGOL——60算法语言,使用单位为公斤一厘米一秒。本程序计算约1—2分钟。     

跨声速静气动弹性结构响应分析

采用动态网格生成和CVT数字插值技术构成了CFD/CSD耦合计算数据交换界面,结构运动方程采用有限元求解,气动载荷求解则用非定常N-S方程的双时间有限体积推进,外时间为物理时间,与结构运动方程同步迭代,松耦合求解了机翼受气动载荷作用的静气动弹性。最后得到了机翼在M∞ =0 8395,α=5 06°的CFD/CSD耦合计算的收敛值。详细分析了机翼受静气动弹性过程中结构响应和气动特性随时间变化的效应,初步研究结果表明:这种松耦合方法求解非线性气动弹性问题是可行的。     

斜交网格结构钢管混凝土平面相贯节点的性能研究

为验证斜交网格钢管混凝土平面相贯节点的构造合理性和受力可靠性,设计了4个平面相贯节点试件,采用ABAQUAS有限元分析软件对节点构造、斜交角度和加载方式等的研究参数进行研究分析.结果表明:有限元模拟与试验研究在荷载—位移骨架曲线、荷载—应变曲线和承载力等方面具有较强的一致性,说明斜交网格钢管混凝土平面相贯节点的构造具有较好的合理性和较强的承载能力,可以应用到实际工程中.另外,不管是采用对称加载方式还是采用非对称加载方式,有限元模拟与试验结果比较接近,说明加载方式对试件受力和破坏影响不大.     

近距耦合式上反与下反V形尾翼气动布局特性研究

针对某无人机所采用的近距耦合式V形尾翼布局,通过求解N-S方程的数值计算方法,得到了上反与下反V形尾翼气动布局的纵向和横航向力矩值.经对比分析表明,上反V形尾翼由于受翼身组合体的遮挡,随着迎角的增加气动效率下降较快;下反V形尾翼主要受翼身组合体的下洗作用,且下洗相对较弱,随着迎角的增加其横向静稳定性减弱,但纵向和航向静稳定性保持得很好.     

水平移动式抛丸机叶片受力的有限元分析

为提高水平移动式抛丸机前曲叶片的使用寿命,运用ANSYS软件,建立了抛丸机叶片的有限元模型,以SOLID45和SURF154单元共同划分叶片网格,采用节点载荷加载方式。结果显示：叶片总体为低应力分布,但存在明显的应力集中点,叶片受弹丸正压力的最大值位于叶片边缘。叶片的失效形式是应力集中引起的疲劳断裂和正压力过大导致的表面磨损。提高叶片的使用寿命,除选用合适的材料提高叶片的耐磨性外,还需要设计合理的叶片形状,以降低最大正压力的影响。     

有限元网格节点编号优化方法

本文采用的有限元网格节点编号优化方法是一种归纳、演绎方法 ,通过对节点编号最优的典型网格的各种拓扑特性进行分析 ,从中归纳出三条规律 ,然后再利用该规律去反复调整节点编号未优化的网格 ,直至网格中的带宽值不变为止。算例的结果表明 ,对于任意划分的有限元网格 ,利用该方法对节点重新编号 ,可得到较小的半带宽值 ,节省了计算机的内存空间 ,提高了计算效率。     

DLR—F6翼身组合体跨音速流场CFD应用计算研究

针对跨音速运输机经典算例DLR—F6翼身组合体模型,采用CFD方法对其气动特性进行了黏性流动数值模拟,流动模型为雷诺平均N-S(RANS)方程。首先采用"超立方体"概念生成绕DLR—F6翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,研究网格拓扑结构对气动特性的影响。在此基础上通过网格细分和粗分考查了网格密度对计算结果的影响,最后进行了湍流模型的影响研究。通过与实验数据对比分析,得出了适宜DLR—F6翼身组合体跨音速黏性流动的计算网格,并总结出了能较好模拟其跨音速流场特性的湍流模型。结果表明:网格拓扑结构的合理设计会对计算结果产生一定的影响。网格密度对机翼表面压力分布没有明显影响,但对阻力系数影响显著。湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对翼根处的分离也有一定的影响。SST模型计算的气动力系数比SA模型接近实验值。     

进口导叶载荷分配对小型高压轴流风扇气动性能的影响研究

目的 针对小型高压轴流风扇气动性能的优化设计,提出对进口导叶与动叶不同载荷分配进行研究,寻找合适的分配规律以达到气动性能优化的目的。方法 根据进口导叶与动叶分配的不同载荷比,设计相应的进口导叶预旋角度、动叶安装角,利用Pro-e三维建模软件建立风扇模型,并通过数值模拟,采用ICEM进行网格划分,在Fluent求解器中选择合适的控制方程与边界条件进行计算,对不同风扇模型的气动特性、压力分布、速度分布、湍动能分布及内部流场进行研究分析。结果 在小型高压轴流风扇设计中,进口导叶因负偏转而承担的载荷不同,对风扇气动性能影响较大。进口导叶气流预旋角在30°～50°区间内变化时,在设计工况附近,进口导叶负预旋偏转角越小,即设计载荷比例越小,风扇整体压力系数则越高。在设计运行工况点,5种风扇模型的压力系数差异可达9.54%,全压效率相差2.49%;当气流预旋角度大于30°时,即设计载荷比例ξ超过32%时,高负荷轴流风扇压力系数从0.332逐步下降到0.303,全压效率也呈下降趋势。结论 当进口导叶气流预旋角度控制在30°以内时,叶片中后部压力梯度较小,圆周方向上的速度梯度减小,叶片尾缘处的附面层分离...