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激波与转捩边界层干扰非定常特性数值分析 被引量：17
1
作者 童福林 李新亮 唐志共 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2017年第1期93-104,共12页
激波与边界层干扰的非定常问题是高速飞行器气动设计中基础研究内容之一.以往研究主要针对层流和湍流干扰,在分离激波低频振荡及其内在机理方面存在着上游机制和下游机制两类截然不同的理论解释.分析激波与转捩边界层干扰下非定常运动... 激波与边界层干扰的非定常问题是高速飞行器气动设计中基础研究内容之一.以往研究主要针对层流和湍流干扰,在分离激波低频振荡及其内在机理方面存在着上游机制和下游机制两类截然不同的理论解释.分析激波与转捩边界层干扰下非定常运动现象有助于进一步加深理解边界层状态以及分离泡结构对低频振荡特性的影响规律,为揭示其产生机理指出新的方向.采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,24?压缩拐角内激波与转捩边界层干扰下激波的非定常运动特性进行了数值分析.通过在拐角上游平板特定的流向位置添加吹吸扰动激发流动转捩,使得进入拐角的边界层处于转捩初期阶段.在验证了计算程序可靠性的基础上,详细分析了转捩干扰下激波运动的间歇性和振荡特征,着重研究了分离泡展向三维结构对激波振荡特性的影响规律,最后还初步探索了转捩干扰下激波低频振荡产生的物理机制.研究结果表明:分离激波的非定常运动仍存在强间歇性和低频振荡特征,其时间尺度约为上游无干扰区内脉动信号特征尺度的10倍量级;分离泡展向三维结构不会对分离激波的低频振荡特征产生实质影响.依据瞬态脉动流场的低通滤波结果,转捩干扰下激波低频振荡的诱因来源于拐角干扰区下游,与流场中分离泡的收缩/膨胀运动存在一定的关联. 展开更多
关键词 激波/边界层干扰 转捩 低频振荡 低通滤波 直接数值模拟
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Pixhawk开源飞控项目概述及其航空应用展望 被引量：12
2
作者 杨小川 刘刚 +3 位作者 王运涛 孙岩 孟德虹 李伟 《飞航导弹》 北大核心 2018年第4期25-32,76,共9页
随着近几年无人机的快速发展,Pixhawk开源飞控项目引起广泛关注。该项目被大量应用于各类微小型无人机飞行控制以及智能避障、机器视觉等人工智能技术中。主要围绕Pixhawk项目的由来及相关软硬件技术特点进行了探讨。从软件框架、通讯... 随着近几年无人机的快速发展,Pixhawk开源飞控项目引起广泛关注。该项目被大量应用于各类微小型无人机飞行控制以及智能避障、机器视觉等人工智能技术中。主要围绕Pixhawk项目的由来及相关软硬件技术特点进行了探讨。从软件框架、通讯机制、MAVLink协议、Nutt X实时操作系统以及控制策略五个方面展开了讨论,并对Pixhawk开源飞控在飞行器气动弹性和气动布局验证等航空应用研究上进行了初步展望。 展开更多
关键词 无人机 Pixhawk 飞行控制 气动弹性 气动布局 人工智能
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马赫6柱-裙构型激波/湍流边界层干扰摩阻统计特性 被引量：4
3
作者 沈鹏飞 刘朋欣 +1 位作者 孙东 袁先旭 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期87-102,共16页
为探究激波/边界层干扰表面摩阻统计特性,对马赫6柱-裙构型的激波/湍流边界层流场进行了直接数值模拟,推导了柱坐标形式的时均摩阻分解公式,将其与对流效应、流向不均匀性效应、分子黏性耗散效应、曲率效应和湍动能耗散关联起来,在此基... 为探究激波/边界层干扰表面摩阻统计特性,对马赫6柱-裙构型的激波/湍流边界层流场进行了直接数值模拟,推导了柱坐标形式的时均摩阻分解公式,将其与对流效应、流向不均匀性效应、分子黏性耗散效应、曲率效应和湍动能耗散关联起来,在此基础上对摩阻脉动和时均摩阻的统计特性进行了研究。概率密度分布结果表明干扰区内摩阻脉动概率密度明显偏离正态分布,摩阻脉动在该区域的间歇性较强,这与湍流脉动在激波干扰后存在显著内在可压缩性效应有关;谱功率密度结果表明摩阻脉动的能量在干扰前中频部分的能量占据主导,峰值对应频率约为0.14,干扰区后附近区域峰值位置转移到高频区域。采用摩阻分解公式对激波干扰前后的时均摩阻进行分解,结果表明时均摩阻的主要贡献来自分子黏性耗散效应和湍动能耗散效应;在激波干扰前分子黏性应力效应占据主导位置,干扰后湍动能耗散效应占据主导位置;激波干扰后对流效应明显增强,曲率效应的贡献在激波干扰前后基本保持不变;流向不均匀项贡献由正贡献变为负贡献,且所占比例有所上升,这主要是由压力梯度项的变化导致的。对分解后各项积分内函数沿法向分布的分析表明,分解后各项在边界层内分布呈现较大的差异,特别地,湍动能耗散项在干扰后呈现明显增长的原因是该项在对数区及以上区域对时均摩阻有明显增益。 展开更多
关键词 激波/湍流边界层干扰 直接数值模拟 非定常流动 摩阻分解 统计分析
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Level Set方法在地面效应数值模拟中的应用 被引量：1
4
作者 何琨 陈坚强 毛枚良 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2013年第3期328-333,471,共6页
利用Level Set方法隐式捕捉界面并能处理复杂的物质界面及其拓扑结构变化(如合并、交叉、破碎等)情况的优势,基于可压缩N-S方程的预处理技术,采用基于界面两侧介质黎曼关系的修正虚拟流体方法对介质边界进行处理;将只能应用于可压缩流... 利用Level Set方法隐式捕捉界面并能处理复杂的物质界面及其拓扑结构变化(如合并、交叉、破碎等)情况的优势,基于可压缩N-S方程的预处理技术,采用基于界面两侧介质黎曼关系的修正虚拟流体方法对介质边界进行处理;将只能应用于可压缩流动界面模拟的修正虚拟流体方法推广应用于不可压缩流动问题的模拟,数值模拟了气-水运动界面与近水面飞行器的相互影响规律。通过与将水面视为对称面的简化模型对比发现:利用自由运动界面模型计算的NACA6409翼型升力较小,能更准确地反映飞行器流场对水面形状的影响,其结果更为符合实际;文中还对比了翼型距水面不同高度时的结果,得到了翼型受水面影响的强弱与翼型距水面的高度成反比的结论。 展开更多
关键词 地面效应 LEVEL SET方法 修正虚拟流体方法 预处理方法
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高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势 被引量：99
5
作者 陈坚强 涂国华 +3 位作者 张毅锋 徐国亮 袁先旭 陈诚 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第3期311-337,共27页
高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超... 高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超声速边界层转捩研究现状,并将其归为三类:已知主要原因的现象与规律、已知部分原因的现象与规律、未知或矛盾的现象。其中已知主要原因的现象与规律包括壁温、马赫数和噪声影响;已知部分原因的现象与规律主要有头部钝度、熵层和攻角影响;未知或矛盾的现象主要有单位雷诺数影响、转捩区长度、转捩区摩阻和热流分布等。同时介绍了高超声速边界层转捩影响因素研究、转捩机理研究、转捩预测方法及模型研究、促进/推迟转捩的控制方法研究、以及一些公开的飞行试验等方面的进展。最后指出,在今后的高超声速边界层转捩研究中,建议把单个影响因素独立出来研究,尽量避免多因素相互干扰;高超声速边界层失稳研究需要特别关注横流失稳、熵层和模态相互作用;转捩预测需考虑三维边界层和来流扰动的影响;转捩控制研究应重点关注高效、低阻、低热的控制方法;转捩飞行试验十分重要,飞行试验和静音风洞发挥的作用会越来越明显。过去60多年的研究经验表明在未来的研究中应该注重多种手段相结合。 展开更多
关键词 高超声速 边界层转捩 飞行试验 转捩预测 转捩控制
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CFD技术在航空工程领域的应用、挑战与发展 被引量：57
6
作者 周铸 黄江涛 +4 位作者 黄勇 刘刚 陈作斌 王运涛 江雄 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期1-25,共25页
计算流体力学(CFD)技术在航空工程领域发挥着重要作用。总结了CFD技术在航空工程领域中的应用,系统阐述了气动设计、气动弹性、气动噪声、数字化飞行等多学科耦合计算领域对CFD技术的需求,结合实际工程应用分析了CFD技术面临的主要挑战... 计算流体力学(CFD)技术在航空工程领域发挥着重要作用。总结了CFD技术在航空工程领域中的应用,系统阐述了气动设计、气动弹性、气动噪声、数字化飞行等多学科耦合计算领域对CFD技术的需求,结合实际工程应用分析了CFD技术面临的主要挑战。总结了近年来CFD技术在流动分离、边界层转捩、高精度方法和运动网格技术等领域取得的研究成果以及在气动特性评估、流动机理分析、气动设计、气动弹性、气动噪声等工程领域中的应用。进一步展望了CFD数值模拟未来的几个关键技术以及应用前景。 展开更多
关键词 计算流体力学（CFD） 航空工程 气动设计 气动弹性 气动噪声 多物理场耦合 多学科耦合
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飞机大迎角非定常气动力建模研究进展 被引量：39
7
作者 汪清 钱炜祺 丁娣 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第8期2331-2347,共17页
准确建立非定常气动力数学模型,是飞机大迎角飞行控制律设计、飞行动力学分析和飞行仿真的基础与前提。鉴于此,对大迎角非定常气动力建模研究进展,包括数学建模方法和人工智能建模方法两类进行了系统综述。其中:数学类建模方法是以对非... 准确建立非定常气动力数学模型,是飞机大迎角飞行控制律设计、飞行动力学分析和飞行仿真的基础与前提。鉴于此,对大迎角非定常气动力建模研究进展,包括数学建模方法和人工智能建模方法两类进行了系统综述。其中:数学类建模方法是以对非定常流动现象和机理认识为基础的,主要有气动导数模型、非线性阶跃响应模型、状态空间模型、微分方程模型、非线性阶跃响应与状态空间混合模型以及迎角速率模型等;人工智能方法回避了复杂流动机理,属于黑箱非线性系统建模,主要有神经网络模型、模糊逻辑模型和支持向量机模型等。对于每种气动力模型,阐述了其建模思路和方法,给出了典型应用情况,并对其特点和局限性作了简要评述。最后,指出了当前大迎角非定常气动力建模研究工作存在的问题和未来研究方向。 展开更多
关键词 大迎角 失速/过失速 非定常气动力 气动力模型 风洞试验 飞行试验
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适用于任意网格的大规模并行CFD计算框架PHengLEI 被引量：30
8
作者 赵钟 张来平 +3 位作者 何磊 何先耀 郭永恒 徐庆新 《计算机学报》 EI CSCD 北大核心 2019年第11期2368-2383,共16页
针对计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)大规模并行计算的需要,我们设计了适用于任意网格类型的并行计算框架风雷(PHengLEI)软件,同时支持结构网格、非结构网格和重叠网格.为了实现并行通信与网格类型无关且与物理求解器... 针对计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)大规模并行计算的需要,我们设计了适用于任意网格类型的并行计算框架风雷(PHengLEI)软件,同时支持结构网格、非结构网格和重叠网格.为了实现并行通信与网格类型无关且与物理求解器开发者隔离,我们设计了通用的通信模式和一种基于网格块的“三合一”的数据交换模式,即将多块结构网格块、并行分区网格块和结构/非结构网格块间的交界面数据完全标准化为数据底层后,在数据底层统一进行交换,使得数据交换不依赖于网格类型和数据类型,从而实现任意网格类型并行通信模式的统一.作为气动数据生产的“数值风洞”,要求代码将并行隔离至底层,为此针对主流计算机系统的特点,设计了粗粒度MPI/OpenMP混合并行模式,领域专家只需关注求解器开发而无需关注并行通信,在提高可移植性、可扩展性的同时尽可能兼顾封装性.针对大规模并行计算的实际工程需求,设计了并行分区、大规模并行文件存储模式,以缩短前置处理和文件I/O时间.最后,分别基于结构网格、非结构网格和重叠网格,给出了工程应用领域的标模算例,以说明PHengLEI并行计算框架对不同网格类型的适应性.大规模网格测试结果表明,国产定制集群上16.38万核并行效率达83%以上,“天河二号”上近10万核并行效率达95%以上,展现了较好的可扩展性和并行计算效率. 展开更多
关键词 并行计算 MPI/OpenMP混合并行 CFD并行计算框架 PHengLEI 风雷软件 HyperFLOW
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高超声速飞行器综合热效应问题 被引量：28
9
作者 桂业伟 《中国科学：物理学、力学、天文学》 CSCD 北大核心 2019年第11期135-149,共15页
综合热效应会导致高超声速飞行器多物理场间的时-空强耦合效应更加显著,是未来长航时高超声速飞行器研制中将面临的一个重要问题.本文阐述了综合热效应问题的内涵,结合飞行器多系统耦合现象的物理链路,详细阐述了综合热效应问题的物理... 综合热效应会导致高超声速飞行器多物理场间的时-空强耦合效应更加显著,是未来长航时高超声速飞行器研制中将面临的一个重要问题.本文阐述了综合热效应问题的内涵,结合飞行器多系统耦合现象的物理链路,详细阐述了综合热效应问题的物理本质和预测方法,讨论分析了气动热、气动/结构/轨道耦合等影响综合热效应的关键问题,介绍了耦合实验研究方面的新进展,并对考虑新型复合防热材料跨尺度效应、基于多因素耦合方法的多系统优化设计、舱内热效应对防热系统的影响等综合热效应的外延与拓展问题进行了讨论. 展开更多
关键词 高超飞行器 综合热效应 多物理场耦合 内涵 拓展
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基于三维非结构混合网格的离散伴随优化方法 被引量：28
10
作者 李彬 邓有奇 +1 位作者 唐静 吕鸿鹰 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第3期674-686,共13页
伴随优化方法在优化过程中不受设计变量个数的限制,有巨大的工程应用前景。基于非结构混合网格技术,采用雷诺平均Navier-Stokes方程、离散伴随优化方法以及自由形面变形(FFD)技术,建立了飞行器气动外形优化设计系统。离散伴随方程采用... 伴随优化方法在优化过程中不受设计变量个数的限制,有巨大的工程应用前景。基于非结构混合网格技术,采用雷诺平均Navier-Stokes方程、离散伴随优化方法以及自由形面变形(FFD)技术,建立了飞行器气动外形优化设计系统。离散伴随方程采用公式推导的方法直接获取,并运用LU-SGS迭代求解。通过与差分结果进行比较的方式,对通量的雅可比矩阵和目标函数敏感导数开展了确认,并对文中黏性通量项、限制器以及湍流黏性系数的近似处理方法做了分析对比,验证了近似处理方法的合理性和可行性。采用建立的优化系统,完成了ONERA M6机翼在跨声速条件下的减阻优化,并比较了有无容积约束下优化结果的差别。模拟验证结果表明,建立的飞行器气动外形优化设计系统具有较高的可靠性和有效性,可以用于三维飞行器外形的减阻优化。 展开更多
关键词 NAVIER-STOKES方程 非结构网格 气动外形优化 离散伴随 LU-SGS方法
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FlowStar:国家数值风洞(NNW)工程非结构通用CFD软件 被引量：27
11
作者 陈坚强 吴晓军 +3 位作者 张健 李彬 贾洪印 周乃春 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期1-22,共22页
计算流体力学(CFD)仿真软件是流体相关的数学物理知识和工程实践经验的数字化表达,是工业数字化转型的重要助推。然而,大型工业CFD软件研发难度极高,需要同时兼顾功能多样、系统稳定、性能优越、交互友好等特征。依托国家数值风洞(NNW)... 计算流体力学(CFD)仿真软件是流体相关的数学物理知识和工程实践经验的数字化表达,是工业数字化转型的重要助推。然而,大型工业CFD软件研发难度极高,需要同时兼顾功能多样、系统稳定、性能优越、交互友好等特征。依托国家数值风洞(NNW)工程,研发出一款通用流场模拟软件NNW-FlowStar,并在航空、航天等工业部门大力推广使用。软件基于非结构有限体积求解方法和大规模并行计算技术开发,结合现代化软件工程思维设计,具备先进的数值方法、高效的计算效率和友好的用户操作界面,可满足各类复杂外形的高效气动模拟。独特的重叠网格技术配合六自由度运动模块,可帮助实现武器分离、舱门定轴转动等各类气动-运动协同仿真需求。多类标模案例和复杂工程应用表明,FlowStar软件算法鲁棒、精度可靠,是一款高精度、高效率、高可靠性的通用CFD仿真软件。通过对软件的架构设计和功能应用进行介绍,使相关从业人员能更好地了解FlowStar软件,最终促进国产自主CFD软件生态的良性发展。 展开更多
关键词 国家数值风洞(NNW)工程 计算流体力学(CFD) 非结构网格 流场模拟 软件开发 并行计算
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基于Euler方程的三维自适应笛卡尔网格应用研究 被引量：20
12
作者 肖涵山 陈作斌 +1 位作者 刘刚 江雄 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2003年第2期202-210,共9页
本文采用非结构自适应笛卡尔网格和有限体积法求解了三维Euler方程。在网格生成过程中,采用了基于模型几何数据、模型表面曲率和流场特征为基础的网格自适应生成及加密方法,采用模型特征恢复技术保证了计算模型与原始外形的一致。在计算... 本文采用非结构自适应笛卡尔网格和有限体积法求解了三维Euler方程。在网格生成过程中,采用了基于模型几何数据、模型表面曲率和流场特征为基础的网格自适应生成及加密方法,采用模型特征恢复技术保证了计算模型与原始外形的一致。在计算中,将以中心差分为基础的Jameson有限体积法在三维笛卡尔网格中进行了推广。本文中对导弹、歼击机等复杂问题进行了数值实验,计算结果与风洞实验结果符合良好,并在工程实际中成功应用。 展开更多
关键词 EULER方程 三维自适应笛卡尔网格 有限体积法 网格生成 飞行器
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定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法 被引量：23
13
作者 段焰辉 范召林 吴文华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第10期3023-3034,共12页
对定后掠角密切锥乘波体(OCWRCAS)的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角,能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠... 对定后掠角密切锥乘波体(OCWRCAS)的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角,能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠角密切锥乘波体的生成方法;从前缘后掠的几何特征中提取了后掠角、激波角和前缘曲线程度等设计变量,并研究了设计变量的取值范围;以遍历设计空间的思路对两类定后掠角密切锥乘波体进行了设计分析,研究了升阻比、体积效率随设计变量的变化规律,然后在设计空间内进行了多目标寻优;最后使用计算流体力学方法对定后掠角乘波体的乘波特性和涡升力特性进行了验证。结果表明,由本文生成方法得到的定后掠角密切锥乘波体具有明显的乘波特性并且能够在较高的升阻比时保证一定的体积效率;定后掠角前缘能够在一定的迎角下在上表面产生稳定的分离涡,产生涡升力。 展开更多
关键词 乘波体 密切锥 黏性 后掠角 涡升力
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风雷(PHengLEI)通用CFD软件设计 被引量：22
14
作者 赵钟 何磊 何先耀 《计算机工程与科学》 CSCD 北大核心 2020年第2期210-219,共10页
风雷软件(PHengLEI)是由中国空气动力研究与发展中心开发的,具有完全自主知识产权的计算流体力学CFD软件平台,已在国内广泛推广使用。作为当前实施的国家数值风洞系统的重要组成部分,正在集成包括直升机旋翼、飞机结冰、风工程、化学反... 风雷软件(PHengLEI)是由中国空气动力研究与发展中心开发的,具有完全自主知识产权的计算流体力学CFD软件平台,已在国内广泛推广使用。作为当前实施的国家数值风洞系统的重要组成部分,正在集成包括直升机旋翼、飞机结冰、风工程、化学反应与燃烧、虚拟飞行、结构/非结构高精度等学科物理模型。针对多学科、多物理模型集成开发的需求,为了适应下一代高性能计算机硬件,在已有工作基础上,进一步设计了面向下一代高性能计算的PHengLEI软件体系结构和数据结构。 展开更多
关键词 CFD软件 并行计算 国家数值风洞 风雷软件(PHengLEI)
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横流不稳定性转捩预测模型 被引量：20
15
作者 徐家宽 白俊强 +2 位作者 乔磊 黄江涛 史亚云 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第6期1814-1822,共9页
由于Langtry和Menter提出的γ-Reθt边界层转捩模型只能预测流向的边界层转捩现象,因此继续改进该转捩模型使其具有横流不稳定性转捩的预测能力显得非常必要。通过对经典Falkner-Skan-Cooke(FSC)三维边界层相似解的理论分析和数值求解,... 由于Langtry和Menter提出的γ-Reθt边界层转捩模型只能预测流向的边界层转捩现象,因此继续改进该转捩模型使其具有横流不稳定性转捩的预测能力显得非常必要。通过对经典Falkner-Skan-Cooke(FSC)三维边界层相似解的理论分析和数值求解,结合Thwaites压力梯度因子与当地后掠角构建的函数关系来求解复杂构型的当地Hartree压力梯度因子βH以及形状因子H12,采用由试验数据标定的C1准则关系式获得横流转捩位移厚度雷诺数,从而建立能够对复杂构型进行横流不稳定性转捩预测的转捩判据。应用所建模型对30°前缘后掠角的ONERA-M6机翼和变前缘后掠角的DLR-F5机翼以及标准6∶1椭球标模进行了横流不稳定转捩数值模拟,计算结果显示转捩位置均与试验数据吻合较好,证明了该模型的合理性和实用性。 展开更多
关键词 转捩模型 横流不稳定性 边界层相似解 Falkner-Skan-Cooke方程 边界层 雷诺数
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飞行器气动/结构多学科延迟耦合伴随系统数值研究 被引量：20
16
作者 黄江涛 周铸 +3 位作者 刘刚 高正红 黄勇 王运涛 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期96-107,共12页
基于自主研发的大规模并行结构化网格雷诺平均Navier-Stokes(RANS)求解器PMB3D以及流固耦合代码FSC3D建立了飞行器静气动弹性数值模拟技术,进一步基于并行化伴随方程求解器PADJ3D,开展了Navier-Stokes方程与结构动力学方程耦合离散伴随... 基于自主研发的大规模并行结构化网格雷诺平均Navier-Stokes(RANS)求解器PMB3D以及流固耦合代码FSC3D建立了飞行器静气动弹性数值模拟技术,进一步基于并行化伴随方程求解器PADJ3D,开展了Navier-Stokes方程与结构动力学方程耦合离散伴随的推导、构造。对各个学科伴随变量进行延迟处理,进行耦合伴随系统的解耦,学科之间的影响通过右端强迫项的形式在方程中体现,通过松耦合形式进行各个学科方程右端项数据传递,各个学科的伴随方程一定程度上能够相对独立,进一步实现了基于LDLT方法的结构伴随方程的高效求解;对典型客机柔性机翼进行梯度信息求解,并与考虑气动弹性影响的差分结果进行对比分析。数值模拟结果表明,延迟耦合伴随形式更有利于保持原有程序结构形式以及程序模块化,梯度计算精度完全满足优化设计需要,能够为柔性机翼飞行器气动/结构多学科优化设计提供研究基础与技术平台。 展开更多
关键词 耦合伴随系统 延迟耦合伴随 多学科优化 流固耦合 并行计算
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非结构网格二阶有限体积法中黏性通量离散格式精度分析与改进 被引量：18
17
作者 王年华 李明 张来平 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2018年第3期527-537,共11页
非结构网格二阶有限体积离散方法广泛应用于计算流体力学工程实践中,研究非结构网格二阶精度有限体积离散方法的计算精度具有现实意义.计算精度主要受到网格和计算方法的影响,本文从单元梯度重构方法、黏性通量中的界面梯度计算方法两... 非结构网格二阶有限体积离散方法广泛应用于计算流体力学工程实践中,研究非结构网格二阶精度有限体积离散方法的计算精度具有现实意义.计算精度主要受到网格和计算方法的影响,本文从单元梯度重构方法、黏性通量中的界面梯度计算方法两个方面考察黏性流动模拟精度的影响因素.首先从理论上分析了黏性通量离散中的"奇偶失联"问题,并通过基于标量扩散方程的制造解方法验证了"奇偶失联"导致的精度下降现象,进一步通过引入差分修正项消除了"奇偶失联"并提高了扩散方程计算精度;其次,在不同类型、不同质量的网格上进行基于扩散方程的制造解精度测试,考察单元梯度重构方法、界面梯度计算方法对扩散方程计算精度的影响,结果显示,单元梯度重构精度和界面梯度计算方法均对扩散方程计算精度起重要作用;最后对三个黏性流动算例(二维层流平板、二维湍流平板和二维翼型近尾迹流动)进行网格收敛性研究,初步验证了本文的结论,得到了计算精度和网格收敛性均较好的黏性通量计算格式. 展开更多
关键词 非结构网格 有限体积方法 黏性通量 计算精度 网格收敛性研究 制造解方法
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MF-1模型飞行试验结构与热防护关键问题研究 被引量：19
18
作者 欧朝 吉洪亮 +2 位作者 肖涵山 袁先旭 王安龄 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第5期742-749,共8页
MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°攻角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。试验飞行器的结构与热防护系统,既要满足飞行安全的基本要求,又要... MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°攻角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。试验飞行器的结构与热防护系统,既要满足飞行安全的基本要求,又要满足转捩研究对表面精度的特殊要求。针对超大尾翼的变形控制要求,将"#"字形加强筋结构优化为"米"字形,有效抑制了尾翼的最大变形量和颤振的发生;针对4片尾翼安装偏角的控制要求,通过尾翼安装面工艺改进和安装偏角正负抵消的办法,确保了总安装偏角(代数和)小于7′,有效抑制了弹体滚转;针对表面精度控制要求,提出弹体结构/薄壁测温模块一体化设计与二次精加工方案,有效抑制了测温模块对边界层流动的干扰。地面测温组件热振联合试验、尾翼/尾段静力试验和试验模型振动试验结果表明,MF-1模型飞行试验结构与热防护系统安全可靠。飞行试验结果表明,MF-1模型飞行器结构与热防护关键问题的解决措施基本成功,但试验模型头锥与前舱连接同轴度偏差导致部分子午线出现台阶超差,从而诱导了部分子午面出现强制转捩现象,凸显了表面精度控制对边界层转捩研究的重要性。 展开更多
关键词 MF-1 结构与热防护 表面精度 翼面优化 飞行试验
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HyTRV流场特征与边界层稳定性特征分析 被引量：16
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作者 陈坚强 涂国华 +4 位作者 万兵兵 袁先旭 杨强 庄宇 向星皓 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第6期253-268,共16页
高超声速转捩研究飞行器(HyTRV)是为研究三维复杂外形的边界层转捩问题而设计的一款具备真实飞行器典型特征的升力体标模。为支撑更加全面系统的理论分析、数值模拟、风洞试验和飞行试验研究,采用高精度数值模拟方法、线性稳定性理论(L... 高超声速转捩研究飞行器(HyTRV)是为研究三维复杂外形的边界层转捩问题而设计的一款具备真实飞行器典型特征的升力体标模。为支撑更加全面系统的理论分析、数值模拟、风洞试验和飞行试验研究,采用高精度数值模拟方法、线性稳定性理论(LST)和eN方法对HyTRV标模的典型流动特征和边界层失稳特征进行了分析。研究表明,HyTRV展现出多个相对独立的横流区域和多个流向涡结构;HyTRV的边界层存在横流失稳模态、第二模态、附着线失稳模态等常见模态。横流失稳模态出现在周向高低压区之间的横流区域,能够主导转捩发生;横流区域同时也存在第二模态,其N值普遍比横流失稳模态小;附着线失稳模态呈现出第二模态特性,且频率非常高。还研究了攻角和单位雷诺数的影响。结果表明,随着攻角增加,标模下表面中心线的流向涡结构逐渐消失,横流雷诺数逐渐减小;上表面流向涡结构逐渐从腰部移向顶端,并出现新的流向涡结构。增加攻角,所有失稳模态的N值总体上逐渐减小;增加单位雷诺数,N值显著增加。基于研究结果,针对流向涡失稳、横流失稳、第二模态和附着线失稳等给出了研究建议。 展开更多
关键词 升力体 eN方法 横流失稳 附着线失稳 流向涡
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CFD不确定度量化方法研究综述 被引量：18
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作者 陈鑫 王刚 +1 位作者 叶正寅 吴晓军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第4期1-13,共13页
随着计算流体力学(CFD)算法和软件的不断发展和完善,CFD数值模拟已经在涉及流体力学的各个领域发挥着日益重要的作用。不确定性因素在CFD计算过程中普遍存在,并且会对数值模拟结果造成影响。发展CFD不确定度量化方法,既能满足工程实践中... 随着计算流体力学(CFD)算法和软件的不断发展和完善,CFD数值模拟已经在涉及流体力学的各个领域发挥着日益重要的作用。不确定性因素在CFD计算过程中普遍存在,并且会对数值模拟结果造成影响。发展CFD不确定度量化方法,既能满足工程实践中对CFD可信度评估的需求,同时也能够支撑飞行器的精细化设计。本文旨在总结不确定度量化方法及其在CFD领域中的发展与应用。首先介绍CFD计算中的不确定性来源,以及不确定性的表现形式—随机不确定性和认知不确定性。然后按照不确定性的表现形式介绍对应的不确定度量化方法。最后介绍不确定度量化方法在CFD计算中的发展与应用,并且给出进一步开展不确定度量化工作的建议。 展开更多
关键词 不确定度量化 随机不确定性 认知不确定性 混合不确定性 CFD可信度评估 CFD不确定性来源
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