针对传统微动平台难以满足微/纳米定位的要求,该文结合液压放大原理,提出一种基于液压放大的两自由度压电微动平台,并对其进行了结构设计。采用正交设计方法对其进行有限元双向流固耦合分析,优化了其结构参数。研制了实物样机并进行试验研究。开环控制试验结果表明,当压电驱动器输入为90μm时,压电微动平台最大输出位移为603.0μm,放大倍数约为6.7;闭环控制试验结果表明,采用分段微分、积分、比例(PID)算法能降低超调量,且响应时间、稳态时间均减小,稳态误差降低(为±0.2μm),实现了微动平台的大范围输出精密定位。

为了改善转子式高压供油泵的润滑问题,建立主轴关键润滑部位的仿真模型。基于弹流润滑和计算流体力学理论,通过Fluent与MATLAB两种仿真软件分别计算流体压力,并对比两种仿真软件计算出的油膜压力值。通过Workbench平台搭建双向流固耦合计算模型,计算不同表面粗糙度、工作转速、润滑油黏度对弹流润滑的影响。结果表明主轴转速和润滑油黏度增加都会使油膜压力和主轴的形变量显著增加,使润滑环境更恶劣;在不考虑多相流的情况下,表面粗糙度对润滑的影响较小。主轴的表面粗糙度增大对润滑油的流动具有阻滞作用,可以降低油膜压力,缓解主轴产生的形变,但效果不明显。

采用时域的双向流固耦合方法研究了小展弦比跨声速压气机叶片不同转速下的静气动弹性变形,分析了60%、80%、100%转速下叶片在气动力和离心力共同作用下的变形规律及其对气动性能的影响。结果表明:不同转速下,小展弦比叶片在气动力和离心力共同作用下的静气动弹性变形均以扭转变形为主导,非设计转速下气动力引起的变形所占比例远大于设计转速下所占比例;叶片静气动弹性变形主要改变通道激波位置和激波强度,跨声速工况下静气动弹性变形对气动性能的影响远大于亚声速工况下的影响。

为探究柔性材料对蜻蜓滑翔时气动特性的影响,通过数值仿真的方法,研究杨氏模量为3800 MPa,泊松比为0.18的三维柔性蜻蜓后翅模型在不同雷诺数和迎角滑翔时的气动效能和气动力作用下的结构变形。结果表明柔性蜻蜓后翅在气动力的作用下会产生明显的弯曲扭转变形,且变形程度随着雷诺数和迎角的增大而增大,其中该扭转变形会使蜻蜓滑翔的实际迎角减小;由于产生了使迎角减少的扭转变形,使得在迎角为5°~30°滑翔时,升力系数减少了9%~45%,失速迎角增大10°以上;小迎角滑翔时,升力系数随速度增大而减小,大迎角滑翔时,升力系数与速度无明显相关性;大迎角滑翔时,在气流分离和柔性蜻蜓翼大角度扭转的作用下,上翼面的负压区向后缘移动,增加了负压区面积,增大了失速迎角,有利于提高蜻蜓飞行时的机动性。可见虽然柔性材料虽然会牺牲蜻蜓滑翔时的气动效...

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。

为了减轻重量和提高升阻比,现代飞行器结构普遍采用大展弦比布局,并且轻质复合材料在飞行器结构中的使用占比也越来越高。为了研究复合材料铺层角度对大展弦比机翼纵向气动特性及非线性气动弹性的影响,首先以机翼结构的弹性变形为优化目标,以结构强度为约束条件,采用Screening方法对大展弦比复合材料机翼蒙皮的铺层角度进行优化,优化后机翼的刚度明显增强。然后基于松耦合的双向流固耦合数值计算方法,对大展弦比机翼非线性气动弹性及流场进行优化前后的数值模拟,分析了复合材料铺层角度对大展弦比机翼非线性气动弹性变形及纵向气动特性的影响。

传统流体力学数值仿真不考虑车身弹性结构与外流场之间的相互作用,致使得到的结果与真实情况不符.以某实车模型为研究对象,对其进行考虑流固耦合效应的CFD仿真,并在气动阻力、气动升力、流场结构等方面与传统流体数值仿真结果对比,结果表明流固耦合效应对气动升力影响较大,随车速增加两种仿真方法差异率可达到38%,直接关系到车辆稳定性及安全性.利用流固耦合CFD数值仿真探究整车风激振特性,证明了实车振动幅值主要影响因素为风激振频率及作用力大小.进一步通过对车辆弹性结构的刚度优化改善汽车风激振现象,从而提高乘员的舒适度.

发动机冷却风扇在工作过程中,由于叶片表面压力存在一定的结构变形会对风扇的气动性能产生影响,尤其对大尺寸、高负荷风扇的影响更大。基于Ansys Workbench软件,采用双向流固耦合方法对某型号发动机用冷却风扇的气动性能进行了计算分析,并将其结果和不考虑风扇变形的CFD方法得到的风扇气动性能结果与试验值进行了对比。结果表明考虑了风扇变形因素的双向流固耦合仿真得到的结果更接近于试验值;采用双向流固耦合方法对风扇气动性能进行计算,可显著降低计算值与试验值的偏差。

跨音速状态下由于激波、附面层干扰影响,使得流动控制方程非线性,导致线性化的气动弹性分析方法无法准确对机翼静气动弹性进行分析。针对弹性机翼跨声速非线性静气动弹性问题,本文采用三维可压N-S方程为控制方程,基于双向流固耦合分析方法,以HIRENASD机翼为研究对象,对不同攻角、不同Mach数下的静气动弹性变形进行数值模拟,通过仿真分析,得到了不同攻角、Mach数对弹性机翼变形及应力特性的影响规律,并分析了非线性静气动弹性对机翼纵向气动特性的影响,可为相关飞行器的结构设计提供一定的依据。

为研究换流阀设备水路中均压电极铂针在水流激励下的力学性能,利用CREO软件建立均压电极铂针流场的三维模型,将处理后的模型导入ANSYS Workbench平台,通过双向耦合模块将Fluent和Transient structural连接,并将数据传输接口定义在流固耦合界面上。考虑水流的周期波动特性,对离散后的有限元模型进行双向流固耦合下的瞬态分析,获得铂针的应力、应变动态响应曲线。通过对铂针进行力学性能试验得到其抗弯强度,得出结论:铂针在单端固定的方式下,其最大应力远小于材料抗弯强度,满足工程使用要求。