SPH和FEM耦合方法分析机翼前缘鸟撞的响应问题

鸟体的强度远比铝合金小,鸟体在撞击过程中表现强烈的流体流动性.介绍利用PAM-CRASH软件,采用SPH(Smooth Particle Hydrodynamics)和FEM耦合技术分析鸟撞机翼前缘问题.通过将鸟体离散成光滑粒子(SPH)单元,并且采用铆钉连接单元简化蒙皮和肋板的铆钉连接,准确分析了鸟撞动态特性.SPH方法在鸟撞仿真中,克服了网格稳定性问题,并能有效分析鸟体的飞散现象.     

一种新的激波/滑移线共存结构

超音速飞行器机动飞行时面临大攻角流动问题.这里,我们报道一种由大攻角飞行导致机翼上表面出现特殊的脱体激波、再压缩激波与滑移线共存的现象.在大攻角条件下,超音速气流在机翼前缘产生脱体激波,波后亚音速气流在机翼上表面加速到超音速,一般会形成再压缩激波.在大攻角条件下,由机身下方翻转上来的亚音速气流与机翼上表面超音速气流接触,因亚音速气流压力高于超音速气流,因此产生高背压斜激波,以达到压力平衡.我们发现,高背压斜激波正好构成机翼上的再压缩激波.在较大攻角条件下,机翼脱体激波、再压缩激波以及超音速与亚音速气流之间的滑移线,为满足压力平衡,交于前缘某点,形成特有的脱体激波/再压缩激波/滑移线干扰结构.计算表明,该滑移线内在的开尔文-亥姆赫兹不稳定性会导致新的非定常现象与气动噪声.     

机翼前缘局部填充泡沫铝抗鸟撞特性

在保证飞机机翼前缘质量特性的前提下,通过一种泡沫铝局部填充机翼前缘的优化结构来提高机翼前缘的抗鸟撞性能。通过LS-DYNA软件分别开展机翼前缘未填充和局部填充泡沫铝材料抗鸟撞分析,研究两者撞击响应、前墙响应和吸能特性的差异性,并基于D80气炮开展鸟撞铝板试验来验证鸟体本构参数的准确性和有效性。研究结果表明:通过减少蒙皮厚度并局部填充泡沫铝的方式能够在优化机翼前缘质量的同时有效地增强机翼前缘的抗冲击强度;机翼前缘局部填充泡沫铝之后前墙面板中心点位移以及等效应力得到有效降低,填充机翼前缘结构比空机翼前缘结构能够更有效地抵御鸟体撞击;在蒙皮和泡沫铝的共同作用下,局部填充泡沫铝的机翼前缘能够比空机翼前缘在相同撞击工况下吸收更多的能量。     

前缘网格分布对超临界机翼气动特性的影响研究

生成合理的计算网格是保证数值模拟精度和准确度的前提条件。超临界机翼前缘半径较大且流场变化剧烈,机翼前缘的网格分布对超临界机翼的低速气动特性的数值模拟有重要影响。通过对同一构型不同机翼前缘网格分布进行数值模拟,研究了前缘网格密度对超临界机翼失速攻角、最大升力系数和分离形态的影响。结果表明,随着机翼前缘网格密度的提高,该构型的失速攻角、最大升力系数都有显著的提高;机翼的分离形态发生本质变化,由外翼先分离变为内翼先分离。     

机翼大梁耳片与轮舱支臂装配质量的工艺分析

本文简单的论述了某机型的结构形式,对在装配过程中出现的问题做出了系统的分析。着重分析了机翼大梁耳片与轮舱支臂装配工艺过程及要求,并对装配中出现的问题进行分析与总结。在实际装配中,发现机翼与中机身对接后,大梁耳片与轮舱支臂间隙无法满足文件要求,且存在零件磨损的问题,本文从定位方式和装配工艺方面分析了产生的原因,论述了如何通过装配工艺方法来解决机翼大梁耳片与中机身轮舱支臂装配不协调的问题,提高飞机装配质量。     

复合材料机翼前缘抗鸟撞分析

以某型无人机复合材料机翼前缘为研究对象,开展鸟撞复合材料机翼前缘数值模拟研究.建立鸟撞机翼前缘有限元模型,探究复合材料蒙皮、蜂窝芯、填充泡沫以及鸟体的建模方法,考察撞击位置不同时机翼前缘的损伤特征与能量耗散途径的差异.结果 表明,结构损伤特征与鸟撞位置有较强关联性,撞击位置处的损伤程度较其他区域严重,冲击能量大部分转换为鸟体内能以及机翼前缘中相关构件的内能,撞击位置处发生变形与破坏的构件吸收冲击能量较多.     

铆钉元件纯剪切失效特性研究

利用万能材料试验机开展了铆钉元件的纯剪切失效试验研究,得到铆钉的失效载荷与失效模式;并基于ABAQUS软件建立考虑压铆过程残余应力场的铆钉纯剪切失效有限元分析模型,通过与试验及理论计算结果的对比验证有限元模型的准确性。压铆过程形成的残余应力场对铆钉元件的剪切强度具有明显的强化效应。不考虑残余应力场时,铆钉元件的剪切失效载荷相比试验结果误差更大,达到13.50%。因此,在机械连接结构失效仿真分析中必须考虑残余应力场的影响。     

等离子体流动控制的前掠翼静气弹发散主动抑制研究

针对前掠翼静气动弹性发散问题,基于等离子体流动控制与流固双向静力耦合技术,通过求解三维定常可压N-S方程与结构静力平衡方程,在亚声速条件下施加等离子体激励和不施加激励时对其进行对比仿真研究。前掠翼选用NACA0015翼型,等离子体流动控制采用唯象学模型,施加在机翼上表面前缘。研究结果表明：在前掠翼外侧上表面前缘施加等离子体激励后,激励区附近局部来流经激励受到电场力做功,总能量增加,动能与压力势能分别有不同程度的增大,外在表现为上表面局部流速加快,压力增大,升力有一定损失,下表面压力基本不变,在机翼前缘外侧靠近翼尖处产生低头力矩,可控制前掠翼弹性变形,有效抑制其气弹发散,且随着激励强度的增加,抑制作用逐渐增强。研究结果可为变前掠翼飞行器的气动弹性设计和机翼的流动控制等提供参考。     

高速列车底板铆钉结构的分区应力解算与气动疲劳评估

高速列车运行产生强交变气动载荷,会导致列车铆钉、螺栓等连接结构件疲劳失效,该文针对高速列车底板铆钉结构的气动疲劳问题,提出底板/铆钉/骨架梁耦合分区气动加载的应力有限元解算模型;采用双向同步导压的差压测量方法,获得了武汉-广州交路的底板结构气动载荷谱,采用雨流计数与累积损伤准则对铆钉结构进行疲劳损伤评估.结果显示,当高...     

发动机进气道防冰计算方法研究

本文介绍了发动机进气道结冰的危害,阐述了进气道前缘与机翼防冰计算方法的差异,分析了发动机进气道防冰计算的技术难点,提供了相应的可行性解决方案,总结了国内外进气道前缘防冰计算的现状,并对国内进气道前缘防冰计算提出了若干建议。     

等离子体流动控制的前掠翼静气弹发散主动抑制

针对前掠翼静气动弹性发散问题,基于等离子体流动控制与流固双向静力耦合技术,通过求解三维定常可压N-S方程与结构静力平衡方程,在亚声速条件下施加等离子体激励和不施加激励时对其进行对比仿真研究.前掠翼选用N A C A 0015翼型,等离子体流动控制采用唯象学模型,施加在机翼上表面前缘.研究结果表明:在前掠翼外侧上表面前缘...     

不同球窝/球凸结构的旋转矩形通道传热及阻力特性研究

采用数值模拟方法研究了旋转工况下球窝/球凸结构对通道传热特性和阻力特性的影响,利用SSTk-ω湍流模型求解了黏性Navier-Stokes方程,其中矩形通道的一侧布置球凸,另一侧布置球窝,球窝/球凸的结构分为圆形、竖椭圆和横椭圆.研究结果表明:球凸的迎风前缘传热能力大大增强,背风后缘及其之后的尾迹区域出现流动分离且传热性能有所减弱;球窝的前缘出现了流动分离且传热性能明显减弱,后半球窝处的分离流体再附使传热能力增强.通道旋转对传热阻力特性的影响很大,主要是旋转使得球窝/球凸表面的流动分离再附提前发生或延迟出现,后缘面流动分离再附频繁出现.比较3种通道发现:竖椭圆球窝/球凸通道和圆形球窝/球凸通道的平均Nu和摩擦系数几乎相等,横椭圆球窝/球凸通道的平均Nu和摩擦系数明显大于圆形、竖椭圆通道.     

前缘钝度和雷诺数对三角翼流场的影响

采用RANS方法实现三角翼前缘涡流场结构的数值模拟,计算采用全湍模式。通过数值模拟充分理解非尖前缘三角翼前缘涡的流场结构。数值模拟得到的三角翼表面压强分布与实验结果进行了对比,研究不同因素对三角翼前缘涡的影响。通过对比分析流场结构得到:尖前缘三角翼前缘涡是从机翼前缘拖出,分离位置固定;而钝前缘三角翼由于前缘分离点不固定,前缘涡流场结构变得更加复杂。对于钝前缘三角翼,当马赫数不变时,随着雷诺数的增加,三角翼前缘涡的分离被延迟。     

铆压重塑形工艺的铆钉优化与试验研究

为解决传统机械变形压力连接存在较高凸起的问题并增加连接强度,提出了一种采用特制铆钉的铆压重塑形工艺。该工艺在无铆连接工艺后将铆钉置于连接点的凹坑内,然后压缩凸起处使凸起高度降低。采用DEFORM-2D软件对铆压重塑形工艺进行有限元分析,得到了连接点的最大拉伸强度;采用正交试验方法对铆钉尺寸进行了设计优化,得到了能实现最大拉伸强度的铆钉尺寸。在铆压重塑形试验中,连接点的凸起高度从1.6 mm降低到了1.1 mm;平均拉伸强度从950.6N提高到1 130.7N,即重塑形后的拉伸强度比重塑形前提高了18.9%;平均剪切强度从1 168.6N提高到2 636.1N,即重塑形后的剪切强度比重塑形前提高了125.6%。由此证明,铆压重塑形工艺可有效降低凸起高度,并且能提高连接点的强度。     

串联驱动变弯度机翼设计与气动性能分析

针对飞行性能要求,采用NACA4412翼型设计了一种串联驱动变弯度机翼方案。将机翼沿弦向分为5个翼段,前缘部分为主承力结构固定段,后缘4段翼面由4个舵机实现串联驱动。偏转翼段内部采用空间五面体桁架结构,表面敷设复合材料弹性蒙皮。翼段间采用连杆止动以限制相对转角。建立了机翼的运动学分析模型,计算了变弯度机翼的作动速度。建立了机翼的气动分析模型,对4个典型飞行工况的气动性能进行了分析,并与传统舵面机翼性能进行对比。研究表明,在相同飞行工况下,弦向四级串联驱动变弯度机翼的作动时长仅为传统机翼的25%。起飞阶段升阻比增大71.94%,滚转机动时力矩增大12.46%,进近阶段升力增大11.19%,接地后减速阶段阻力增大104.83%。串联驱动变弯度机翼相对传统舵面机翼具有更优的操纵特性和气动性能。     

隧道内缓冲结构对高速列车微压波的影响

摘要：
采用数值方法模拟列车通过隧道的过程，并使用前人的实验数据对计算模型进行了验证.研究了隧道内挡板缓冲结构对微压波强度的影响，揭示挡板装置产生微压波的双峰特征，得到挡板大小和挡板安装位置对微压波强度的影响规律.结果表明，在隧道内合理地安装挡板能有效地削减隧道内压缩波强度，从而削减隧道出口处微压波强度.     

等离子体激励改善高升力机翼气动特性的仿真

为探索大迎角下介质阻挡放电(DBD)对高升力机翼的作用机理,采用体积力模型和Eddy Viscosity Transport Equation全湍流模型耦合进行DBD激励改善其气动特性的模拟仿真研究。在来流速度45 m/s条件下,对比实验数据与仿真模型,验证了仿真模型的正确性;并采用该模型分析了机翼弦向、展向的2组截面流线图。结果表明:DBD激励位于机翼前缘能很好地提高高升力机翼大迎角气动特性,显著改善上翼面涡结构,促进分离流附体;可将机翼最大升力系数提高11.1%,失速迎角推迟2°,且随迎角增大,流动控制效果逐渐减弱直到消失。     

自然风速下低雷诺数风力机翼型 气动特性随机数值分析

为量化随机自然风速条件下风力机翼型气动特性不确定程度,以S809风力机翼型为研究对象,基于非嵌入式概率配置点法和Transition SST转捩方程,建立了低雷诺数风力机翼型气动特性随机数值分析模型,获得了自然风速条件下风力机翼型气动力确定性和不确定性成分比例,并揭示了风速大小和方向随机耦合作用对翼型流场结构、压力系数和摩阻分布及湍动能的影响及不确定传播机制.结果表明,随机风速风向对翼型升阻气动因子不确定度影响显著,在计算攻角范围内S809翼型升阻比3σ置信区间相对不确定度最大为±35.13％;随机风速风向耦合作用下翼型升阻比不确定度分别是单随机因素下的4.76倍和1.08倍;翼型对来流不确定性敏感区域为前缘,可以考虑在翼型前缘部分进行气动稳健性优化设计.     

扇环形半圆截面圆筒应力分布规律研究

采用ANSYS/workbench有限元软件,对扇环形挡板、半圆端板、半圆筒厚度均为20mm的扇环形半圆截面容器进行应力分析。分析结果表明扇环形挡板上的等效应力最大值出现在挡板的中心部位,半圆挡板、半圆筒的等效应力最大值出现在内表面的连接处。分析得到了扇环形挡板、半圆端板、半圆筒上等效应力的分布情况,同时,得到了扇环形挡板和半圆筒的内、外表面上高应力区与应力平稳区等效应力与区域的大小。研究结果为扇环形半圆截面容器的设计提供了参考依据。     

改进的粒子群算法在翼型优化设计中的应用

建立了多目标风力机翼型型线优化模型,并采用改进的粒子群优化算法对多目标风力机翼型型线进行优化,设计出4种不同厚度的性能较好的风力机翼型。对CQUA18和CQUA21两种新翼型的气动特性与相同厚度典型的风力机翼型进行对比分析,结果表明,该翼型具有良好的气动特性,对翼型的前缘粗糙度不敏感,在主要攻角范围内,光滑和粗糙条件下,新翼型的升力系数和升阻比都要高,其气动特性具有显著的提高。