中国科学院力学研究所流固耦合系统力学重点实验室;

大展弦比机翼即使在正常的飞行状态下也会产生大变形,需要考虑几何非线性对静平衡位置与稳定性的影响。采用平板气动模型和非线性有限元,对大展弦比机翼进行非线性气动弹性分析。对于静变形问题通过多次迭代求解,划分多个气动平板,并让气动平板跟随结构变形,从而更新气动网格,反复迭代计算气动力和非线性结构变形直到收敛,这一过程通常在10步迭代内完成。计算结果表明在变形达到半展长20%前,线性结果与非线性结果差别小于5%。但结构大变形对动力学特性影响较大,故必须要考虑几何非线性对颤振的影响。给定来流速度求得平衡位置,再对结构动力学方程进行线化处理,利用线性理论中p-k法计算颤振边界,通常这样预测的颤振速度与原先..

适于HIV-1 p24抗原检测试剂的单抗制备与筛选

目的制备抗HIV-1p24单克隆抗体(单抗,McAb),并利用双抗体夹心ELISA法建立HIV-1p24抗原检测试剂。方法以基因工程原核重组抗原HIV-1p24蛋白免疫BALB/c小鼠,利用常规杂交瘤技术和间接ELISA法制备单克隆抗体,单抗经纯化和HRP标记后,利用双抗体夹心ELISA筛选检测p24蛋白的最佳配伍单抗以期建立HIV-1p24抗原检测试剂。结果成功筛选到16株稳定分泌抗HIV-1p24单抗的杂交瘤细胞株,并从中筛选出最佳单抗配伍组合“16G12+2F2b-HRP”,该组合对p24蛋白的检测灵敏度为20pg/mL,对感染性克隆pNL4-3表达的HIV病毒培养上清检测呈阳性,对100份HIV阴性人血清无非特异性反应,显示出良好的检测灵敏度和特异性。结论本研究初步成功地建立了HIV-1p24抗原的检测试剂,并为最终建立HIV第四代诊断试剂(HIV Ag/Ab Assay)奠定了坚实的基础

1978～2008年中国湿地类型变化

分别基于美国陆地卫星(Landsat MSS/TM/ETM+)和中巴资源卫星(CBERS-02B)影像数据,以人工目视解译为主,完成了中国1978～2008年4期(基准年分别为1978,1990,2000和2008年)湿地遥感制图,并进行了大量的室内外验证.在此基础上,对我国湿地现状及近30年来湿地变化进行了初步分析,得到以下主要结论:(ⅰ)截止2008年,中国湿地面积约为324097km2,其中以内陆沼泽(35%)和湖泊湿地(26%)为主.(ⅱ)1978～2008年,中国湿地面积减少了约33%,而人工湿地增加了约122%.过去30年里湿地减少的速度大幅降低,由最初5523km2/a(1978～1990年)降为831km2/a(2000～2008年).(ⅲ)减少的自然湿地(包括滨海湿地和内陆湿地),其类型变化由湿地向非湿地转化的比例逐渐降低.初期(1978～1990年)几乎全部(98%)转换为非湿地;在1990～2000年间减少的自然湿地约有86%转化为非湿地,而在2000～2008年,这一比例下降为77%.(ⅳ)气候变化和农业活动是中国湿地变化的主要驱动因素,湿地变化在中国分为三大不同特征区域,即西部三省/自治区(西藏、新疆和青海)、北部两省/自治区(黑龙江和内蒙古)和其他省市区.其中西部区域尤其是青藏高原,湿地变化的驱动因子以气候增温为主;新疆湿地由于气候增温和农业活动共同作用造成变化不大.北部省/自治区的湿地变化则主要由农业活动引起;而其他省市区的湿地变化几乎完全受控于人类的农业经济活动

Study of Aeroelasticity with Structural Nonlinearity Using

结构几何非线性和间隙非线性是现代飞行器设计关注的两类难点问题。大量轻质复合材料的使用和大展弦比机翼的设计使得飞机的柔性较大，在气动载荷的作用下产生大变形，引起几何非线性，这对气动性能和颤振特性造成不利的影响。另外，由于制造公差、磨损等因素，操纵面与执行机构的连接处往往存在间隙非线性，使得结构在低于线性颤振速度下出现极限环振荡，这对飞行操纵品质、舒适性、结构疲劳等造成不利的影响。传统结构非线性气动弹性问题主要基于线化势流理论，无法考虑粘性和跨音速流动等因素，因此，本文结合计算流体力学（CFD）和计算结构力学（CSD），发展非线性CFD/CSD耦合方法并对具有结构非线性的气动弹性问题开展研究。本文主要包含以下工作： 发展高精度高效率的CFD/CSD紧耦合动气动弹性计算方法。结构运动方程分别基于龙格库塔法和精细积分算法构造具有二阶时间精度的格式，同时Navier-Stokes方程的时间离散采用二阶格式，气动与结构在物理时间步的层面上进行反复迭代交换信息直到收敛从而实现CFD/CSD紧耦合，使得流固耦合整体时间精度达到二阶。对标模445.6机翼进行颤振计算，结果表明紧耦合的时间步长可以比传统松耦合方法提高一个量级，而且计算结果比松耦合更准确。 发展考虑结构间隙非线性的CFD/CSD耦合气动弹性分析方法。结构分析采用虚拟质量模态作为统一坐标架来降低分析自由度和计算量，计算表明虚拟质量法是一种高保真的降维方法。结构运动方程积分采用自适应时间步长法，切换点的捕捉和自适应时间步长的确定采用二分法，计算表明二分法能有效捕捉切换点和保证数值积分的稳定性。把结构的自适应时间步长返回到CFD求解器并进行流场动网格和非定常内迭代，从而实现CFD/CSD耦合。文中对具有间隙非线性或双线性型非线性的三维操纵面进行气动弹性分析，结果表明发展的CFD/CSD耦合方法能有效预测极限环振荡。 发展考虑结构几何非线性的CFD/CSD耦合气动弹性分析方法。通过耦合非线性有限元方法和CFD方法来求解几何非线性静气动弹性问题。在非线性静平衡位置的基础上，采用线性化方法来求非线性颤振速度。文中对一类低速大展弦比机翼的几何非线性静气动弹性和颤振问题进行了数值研究，结果表明对于大变形静气动弹性问题，必须要考虑结构几何非线性；非线性颤振计算表明增加攻角，发生颤振时的变形会变大，而颤振速度和频率会下降。另外，文中还对一类翼身组合体的后掠翼跨声速几何非线性颤振进行计算。 最后，本文对栅格翼的静气动弹性问题开展研究。栅格翼是具有蜂窝结构的非传统升力面，而且栅格翼是以垂直于来流的方式安装，这种安装方式增加了迎风面积和轴向力，使得栅格翼具有后仰运动的趋势。在过去的研究中，栅格翼均认为是刚体，所以在CFD计算中没有考虑流固耦合效应。然而，为了追求更优的性能，栅格翼设计的尺寸比过去更大而且重量更轻，从而使得栅格翼的柔性也变大，这样就带来了气动弹性问题。本文基于CFD/CSD耦合计算表明气动弹性效应会严重影响栅格翼的气动性能

基于CFD/CSD耦合含间隙三维全动舵面气动弹性研究

发展了一种考虑间隙非线性的三维计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合气动弹性算法。结构分析采用虚拟质量法,即把含间隙的非线性系统划分为三个线性子系统,采用虚拟质量模态作为统一的坐标架去表示各线性子系统。结果表明,虚拟质量法计算的线性子系统模态和动力学响应均与有限元直接计算结果一致。结构运动方程积分采用自适应时间步长法,即当线性子系统发生切换时,通过时间步长的自适应使得切换点可以准确捕捉。切换点和自适应时间步长的搜索采用二分法,计算表明二分法能有效地捕捉切换点并保证了数值稳定性。在此基础上与非定常CFD技术结合,在跨音速条件下对三维全动舵面开展气动弹性响应研究。计算表明结构在低于和高于线性颤振速度下均会形成极限环振荡。由于间隙非线性的影响,跨音速极限环的临界速度比线性颤振的跨音速凹坑下降了20%

基于重叠网格的唇口移动变几何进气道数值模拟研究

为研究吸气式冲压发动机变几何进气道的气动特性及流动机理，采用发展的重叠网格技术，对变几何平动方式的进气道开展了数值模拟研究。针对存在物面接触重叠网格的挖洞操作在执行时无法取得合理的插值模板问题，引入了虚拟单元赋值方法和“Collar”网格方法，实现了多体相交时重叠网格的计算。为了引入“Collar”型重叠网格，对其算法作了适当修改以适应本论文所建立的洞面优化方法。对平移过程中内收缩比变化对启动过程的影响进行了研究。通过迎着来流方向平移唇口，增大了进气道的内收缩比，导致内压缩段出现边界层分离，分离泡随着唇口的前移而增大，当其移出内压缩段时，原本启动的进气道进入不启动状态，而后移唇口减小了内收缩比，使分离泡减小并向下游移动，辅以边界层排移，可以改善进气道的启动性能。此外，对平移速度和振荡频率对启动过程的影响也进行了研究，进气道迟滞效应随平移速度和振荡频率增大而增大

基于CFD/CSD耦合的间隙非线性气动弹性数值研究

在飞行器操纵面的铰链处往往存在间隙非线性,会导致在低于线性颤振速度下就出现了流固耦合振动,如极限环振荡。对于实际工程应用,结构模型往往是三维的,流动也是复杂的,会存在跨音速流动、粘性效应等气动非线性因素。建立基于计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合的间隙非线性气动弹性分析方法(JSV, 494 (2021), 115896)。流场网格变形采用径向基函数方法,减缩结构运动方程的建立采用虚拟质量法,间隙非线性切换点的捕捉采用二分法,通过二分法确定的自适应时间步长要返回到CFD程序,从而实现CFD和CSD的耦合。对一类典型的三维全动舵面进行气动弹性分析,对本文提出的CFD/CSD耦合方法与传统基于面元法的等效线性化方法进行比较。讨论极限环振荡、初始条件影响、时滞现象、倍频响应、粘性效应、跨音速凹坑等问题。对跨音速条件下开展极限环临界速度计算,发现极限环临界速度同样存在跨音速凹坑。计算表明,极限环的跨音速凹坑比传统线性颤振的跨音速凹坑下降将近50%

Aeroelastic Simulation Using CFD/CSD Coupling Based on Precise Integration Method

Aeroelasticity studies the interaction between the aerodynamic loads and the flexible structures, and has gained much attention in the design of modern aircraft. Most of the existing computational fluid dynamics/computational structural dynamics (CFD/CSD) coupling approaches are based on Runge-Kutta method, central difference method, linear multi-step method and so on, which are conditionally stable and are unsuitable for the stiff problem that requires a very small time step to solve. In this paper, the precise integration method (PIM) formula is derived for the structural modal equations and then the PIM-based CFD/CSD coupling method is presented. The three-dimensional AGARD wing 445.6 and a sweptback wing are considered here for aeroelastic studies. The flutter results demonstrate that the presented method is comparable in accuracy to the traditional strong coupling method and has better numerical stability property than some exiting improved methods. For the static aeroelastic analyses, applying a large damping ratio to the structural equations helps to obtain the equilibrium quickly but may lead to the stiff problem, which was seldom discussed before. The results show that the presented PIM-based coupling method can overcome the stiff problem arising in static aeroelastic systems and is more efficient than the traditional coupling approach based on Runge-Kutta method, especially when a large damping ratio is applied

Numerical analysis for aeroelastic with structural geometrical nonlinearity using a CFD/CSD-coupled method

柔性飞行器在气动力作用下会发生大变形,产生结构几何非线性,线性小变形方法难以获得准确的气动弹性分析结果。基于RANs的三维N-S流场控制方程耦合非线性结构静力学方程时域分析方法,用于考虑结构几何非线性的静气动弹性分析。该方法在结构静力学方程求解上采用非线性增量有限元方法进行迭代求解,考虑结构刚度矩阵随结构位形的变化,采用径向基函数方法实现气动/结构界面的数据交换和动网格变形。在建立某型宽体客机复材机翼三维有限元模型的基础上,对其静气动弹性进行了数值仿真,分析了线性结构和考虑结构几何非线性的结构在静气动弹性作用下翼面扭转、展向位移、垂向位移以及升力系数等物理量。算例结果表明,与线性结果相比,非线性结构由于结构几何非线性的影响,在展向和垂向变形上两者存在显著差异。为准确进行柔性结构的气动弹性分析,必须考虑结构几何非线性的影响