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高端装备制造业航空航天飞行器的气动热伺服弹性推进系统仿真平台(二)

2017/6/30    来源:互联网    作者:胡光初  余运超  代向艳      
关键字:ADI.SimWork  计算流体动力学  
本文中的测试案例表明,ADI.SimWork软件的功能同当前可用的类似软件具备可比性,在某些情况下甚至更加有效。

    3.3.2 网格及流场计算

    本算例从隔离段开始计算,对燃烧室进行三维结构化网格划分,网格节点数约为660万。壁面处网格高度为5.0X10.5m,增长率为1.1,这使得y+值小于50。另外,对氢气射流出口附近的网格进行了加密,以此来捕捉这一区域复杂的化学反应和流动特性。

    算例喷流边界条件如表所示,来流湍流强度设为2%,而湍流粘度比则设为200。氢气入口的湍流条件设置是湍流强度设为5%,而湍流粘度比则为10。壁面简化为恒温无滑移边界条件,前半部分表面温度设为475K,后半部分表面温度则为700K。

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    由图19和图20可见,CFD计算结果捕捉到实验中的整体现象,譬如点火位置在氢气射流入口下游,燃料和氧气的消耗情况,以及燃烧室的温度和压力变化范围。另外,cro对压力,温度和气体各组分的模拟整体上符合实验结果。在局部数据方面,出口压力小于实验约15%,点火位置比实验更靠近上游,火焰轴向穿透深度更长。与算例AIAA2005-4424相比,下游壁面压力有所提高,更接近实验结果,而点火位置和火焰穿透深度的计算结果都很接近。

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    3.4 机翼跨音速颤振算例

    AGARDWing445.6颤振风洞实验是由NASALangley在跨首速动态风洞(TDT)中完成的。为了检验跨音速机翼的颤振特性,设计了一系列标准弹性机翼的风洞实验模型,已经成为国际上跨音速气动弹性程序考核的标准算例。

    3.4.1 计算条件

    该模型机翼平面特征参数为:展弦比=1.6440,梢根比=0.6592,四分之一弦线机翼后掠角为45°。颤振分析主要取前四阶模态,即一阶弯曲,一阶扭转和二阶弯曲,二阶扭转,具体见图21所示。

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    图21 AGARDWing445.6的模态形状

    3.4.2 计算结果分析

    图22、图23给出了FSILab软件计算的颤振边界与公开发表文献中其他软件的对比结果。

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    为与实验数据比较,设置6个自由来流马赫数下的颤振速度,包括0.499,0.678,0.901,0.96,1.072和1.141。

    由图22可知本软件计算的颤振速度与实验值比较接近,误差较小。由图23可知本软件计算的颤振频率与结果也吻合较好,只有在1.141Ma处,颤振频率比800万节点(Fun3d_NS_F)的Fun3d计算结果略差,但仍比400万节点(Fun3d_NS_B)的Fim3d计算结果好,但本次计算采用的网格为67万节点的六面体网格,单机四核计算每个气弹工况约三小时,因此在计算速度高,且对计算资源需求较小,综合计算效率较高。

    3.5 简化翼型-Bladedesign软件分析

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    图24 简化机翼截面图

    模型分为外部蒙皮和内部加强梁两部分。蒙皮采用NACA1408翼型,弦长0.2m,两根加强梁在距离前缘20%和30%的长度处。蒙皮和加强梁均等分为10层,每层厚度为0.3mm。简化机翼长4m。简化机翼一端固定,另一端在截面和XI轴交点处受力,大小为100N,方向沿Y轴正向。模型使用正交材料,相邻层按45°/-45°正交铺设。

    由图25可见Bladedesign软件计算结果与其他相关软件计算结果完全吻合,但本软件计算效率远远高于其他同类软件。

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责任编辑:张纯子
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