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基于POD和Kriging的水滴收集量快速预测方法 被引量：1
1
作者 郭琪磊 杜杰 张恒 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期318-326,共9页
数值模拟手段预测翼面处水滴撞击特性通常较为耗时,为快速准确计算结冰条件下的翼面处水滴收集量,提出了基于本征正交分解和代理模型的水滴收集量快速预测方法。首先对FAR 25部附录C中连续最大结冰条件进行优化拉丁超立方采样,通过数值... 数值模拟手段预测翼面处水滴撞击特性通常较为耗时,为快速准确计算结冰条件下的翼面处水滴收集量,提出了基于本征正交分解和代理模型的水滴收集量快速预测方法。首先对FAR 25部附录C中连续最大结冰条件进行优化拉丁超立方采样,通过数值模拟手段获得各采样点在翼面处水滴收集量分布,从而构造样本空间。在此基础上,利用本征正交分解(Proper orthogonal decompostion,POD)方法找到表达和重构水滴收集量的本征模态以及相应的拟合系数。最后,利用Kriging模型建立样本空间中各采样点与拟合系数间的代理模型,实现翼面处水滴收集量分布的快速预测。经多组工况验证表明:该方法可较为准确地预测翼面处水滴收集量分布,其计算成本较数值模拟方法大幅降低,能够为无人机防除冰设计提供有益参考。 展开更多
关键词 无人机 防/除冰 本征正交分解 代理模型 水滴收集量
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高阶精度非线性加权格式权函数研究综述
2
作者 毛枚良 白进维 +2 位作者 闵耀兵 马燕凯 江定武 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第6期1-14,I0001,共15页
在简述用于捕捉间断的非线性格式发展历程的基础上,依托五阶精度WENO格式,介绍了非线性加权格式在候选模板集选取、光滑度指标计算方法及其与非线性权的函数关系等方面做出的努力。对于非等宽候选模板集的情况,给出了保证非线性加权格... 在简述用于捕捉间断的非线性格式发展历程的基础上,依托五阶精度WENO格式,介绍了非线性加权格式在候选模板集选取、光滑度指标计算方法及其与非线性权的函数关系等方面做出的努力。对于非等宽候选模板集的情况,给出了保证非线性加权格式精度的非线性权的量阶关系,强调了光滑度指标计算方法对格式精度和效率的重要性,提出了进一步开展多宽度模板集非线性加权格式研究的建议。 展开更多
关键词 高阶精度非线性格式 非线性加权方法 极值点降阶问题 非等宽候选模板集 计算流体力学
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考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究
3
作者 郝璇 张青青 +1 位作者 苏诚 刘芳 《航空工程进展》 CSCD 2024年第1期38-50,共13页
降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建... 降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD方法对优化结果进行校核。结果表明:与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。 展开更多
关键词 低声爆优化 超声速客机 超声速线化理论 几何参数化 配平特性 计算流体力学
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无参数自适应罚函数的高效代理模型优化设计方法
4
作者 张伟 高正红 +1 位作者 王超 夏露 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期1262-1272,共11页
在飞行器气动外形优化设计中,复杂约束条件导致设计空间可行域呈现不连续的特征,且理想解大多靠近约束边界,传统高效代理模型方法难以适用。研究了参考点对优化设计的影响,提出了一种考虑约束的参考点选择机制;对于最优解靠近边界的问题... 在飞行器气动外形优化设计中,复杂约束条件导致设计空间可行域呈现不连续的特征,且理想解大多靠近约束边界,传统高效代理模型方法难以适用。研究了参考点对优化设计的影响,提出了一种考虑约束的参考点选择机制;对于最优解靠近边界的问题,罚函数法更加有效,但惩罚因子的设置对于罚函数方法影响很大,不合适的惩罚因子反而会损害优化效率,分析了优化过程中罚函数方法对惩罚因子的要求,提出了一种无参数自适应罚函数的代理模优化设计方法,引入基于样本分析的惩罚项,结合归一化目标值和约束值,在优化过程中动态调整惩罚因子,使优化能够尽可能地聚焦于可行域内,迅速收敛到最优解,实现样本的高效配置。通过带约束的函数算例和翼型优化算例证实,所提方法可以大幅提高飞行器气动外形优化设计效率。 展开更多
关键词 优化设计 代理模型 参考点 气动设计 自适应罚函数
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机翼翼尖涡与平尾翼尖涡的相互作用研究
5
作者 张泽宇 李栋 +2 位作者 周金鑫 梁勇 耿子海 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期29-36,共8页
飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m×1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态流动显示实验。研究结果表明:平尾... 飞机尾涡的发展与同跑道降落后机的飞行安全及机场起降效率密切相关。尾涡近场特性主要决定了着陆阶段飞机的尾涡强度。以A320飞机简化缩比模型为研究对象,在1 m×1 m低速水洞中开展了尾涡近场形态流动显示实验。研究结果表明:平尾涡在拖出过程中围绕翼尖涡旋转,不同流向站位的旋转角速度存在差异。对比模拟结果发现:平尾涡绕翼尖涡的旋转角速度与实验结果基本吻合,说明不同雷诺数下涡对发展在相对位置旋转角速度特性方面具有一定相似性。 展开更多
关键词 翼尖涡 旋转角速度 平尾涡 数值模拟 低速水洞
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卫星有源相控阵高热流微尺度器件热设计与验证
6
作者 卢威 李进 +3 位作者 周傲松 陈腾博 智国平 邹雷 《航天器环境工程》 CSCD 2024年第5期574-580,共7页
为解决卫星有源相控阵高热流微尺度器件散热和热试验验证难题,首先,提出T/R模块低温共烧陶瓷热设计优化方案,选择热通孔面积比为11.4%,并建立尺度比为800∶1的跨尺度热模型;其次,进行地面常压热平衡试验,利用红外热像仪测量器件温度;再... 为解决卫星有源相控阵高热流微尺度器件散热和热试验验证难题,首先,提出T/R模块低温共烧陶瓷热设计优化方案,选择热通孔面积比为11.4%,并建立尺度比为800∶1的跨尺度热模型;其次,进行地面常压热平衡试验,利用红外热像仪测量器件温度;再基于热参数敏感性分析方法评估自然对流、热辐射和热传导有关参数对器件温度的影响,结果表明:对于特征长度为600μm的典型器件,接触热导对散热影响最大,而自然对流和热辐射影响均低于2%;基于常压热平衡试验数据修正热模型后的仿真与试验数据吻合良好,最大温度偏差1.7℃;高热流微尺度器件接触热导为16200 W/(m^(2)·K),预示真空下器件的最高温度为73.2℃,满足工程要求。研究结果可为卫星高热流微尺度器件热设计和验证提供参考。 展开更多
关键词 高热流微尺度器件 T/R模块 热设计 自然对流
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激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术
7
作者 黄伟 吴瀚 +2 位作者 钟翔宇 杜兆波 柳军 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期49-61,共13页
从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控... 从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。 展开更多
关键词 自适应流动控制 激波/湍流边界层干扰 高超声速飞行器 自主决策 分离 热流峰值
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收放伞绳对十字型伞静态气动特性影响的数值模拟研究
8
作者 胡俊 于菲 于勇 《北京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第1期10-17,共8页
为研究十字型降落伞作为主动控制装置时,其可控性与气动特性的规律,建立了不同伞绳收缩比δ为0、10.0%、12.5%、15.0%、20.0%、25.0%时十字型伞无限质量充气的有限元模型,基于任意拉格朗日-欧拉方法进行数值模拟,分析了十字型降落伞收... 为研究十字型降落伞作为主动控制装置时,其可控性与气动特性的规律,建立了不同伞绳收缩比δ为0、10.0%、12.5%、15.0%、20.0%、25.0%时十字型伞无限质量充气的有限元模型,基于任意拉格朗日-欧拉方法进行数值模拟,分析了十字型降落伞收缩伞绳,引起伞面几何构型不对称对气动特性的影响.结果表明:不同攻角为0°、5°、10°时,十字型降落伞的平均阻力系数随伞绳收缩比δ的增大而减小;十字型伞的瞬时升力峰值随着伞绳收缩比δ的增加而增大,方向始终由伞绳收缩一侧指向另一侧,具有较强的时变特性. 展开更多
关键词 十字型降落伞 伞绳收缩 气动特性 数值模拟 任意拉格朗日欧拉方法
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基于CFD/CSD耦合的翼面抖振响应数值模拟研究
9
作者 周迪 张兴彬 +1 位作者 郭同庆 陆志良 《强度与环境》 CSCD 2024年第1期50-58,共9页
发展一种考虑气动弹性效应的CFD/CSD耦合计算方法,对翼面抖振响应进行了数值模拟研究。针对抖振的发生往往伴随着较大尺度分离流动,采用脱体涡模拟方法提高湍流模拟的保真度。针对抖振响应模拟时间历程长、计算量大的特点,基于自主发展... 发展一种考虑气动弹性效应的CFD/CSD耦合计算方法,对翼面抖振响应进行了数值模拟研究。针对抖振的发生往往伴随着较大尺度分离流动,采用脱体涡模拟方法提高湍流模拟的保真度。针对抖振响应模拟时间历程长、计算量大的特点,基于自主发展的动态网格自动化生成方法以及非定常流动和气动弹性高效求解技术,从而提高响应计算效率。分别对大迎角三角翼和超临界机翼进行了抖振响应模拟研究,通过与文献或试验结果的比较以及时频特性分析,验证了所发展方法在大迎角抖振和跨声速抖振响应预测中的可靠性和精确性。 展开更多
关键词 翼面 抖振 气动弹性 计算流体力学
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深空再入飞行器烧蚀粗糙表面高超声速转捩预测
10
作者 李齐 赵瑞 +2 位作者 陈智 郭斌 王强 《气体物理》 2024年第1期12-20,共9页
深空再入飞行器为提高气动减速效率,一般采用大钝度迎风外形以及烧蚀降热型防热结构。而扁平的前体外形与气动加热烧蚀导致表面粗糙度急剧增加等因素,极易造成飞行器迎风面流动失稳,流动出现转捩甚至演化为湍流,使表面热流分布发生巨大... 深空再入飞行器为提高气动减速效率,一般采用大钝度迎风外形以及烧蚀降热型防热结构。而扁平的前体外形与气动加热烧蚀导致表面粗糙度急剧增加等因素,极易造成飞行器迎风面流动失稳,流动出现转捩甚至演化为湍流,使表面热流分布发生巨大变化,给飞行器安全带来极大挑战。国内以往对大钝头再入器微观形貌变化下高超声速边界层失稳机制和转捩模拟的研究开展很少。以大钝头防热罩与沙粒式分布粗糙元为研究对象,分别利用基于高超声速与粗糙元修正的γ-Reθ转捩模式和k-ω-γ转捩模式,分析了高超声速来流条件下分布粗糙元等效粗糙高度、来流Reynolds数、攻角以及化学非平衡基本流对大钝头迎风表面的间歇因子分布和边界层转捩位置以及热流分布的影响,研究了深空再入飞行器烧蚀粗糙表面的高超声速边界层转捩发展规律与气动热影响规律。 展开更多
关键词 深空再入飞行器 大钝头防热罩 分布式粗糙元 转捩模式 化学非平衡
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高旋弹二维修正引信双旋结构气动特性及气动力表征
11
作者 申强 仇李良 +1 位作者 蒲文洋 李红云 《北京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期359-368,共10页
针对配二维弹道修正引信高旋弹具有弹体气动参数非对称、纵向和横向修正紧密耦合等问题,为了准确表征高旋弹气动参数、明确修正弹丸气动特性和产生机理,提出了基于CFD(computational fluid dynamics)仿真的双旋结构气动力计算分析方法.... 针对配二维弹道修正引信高旋弹具有弹体气动参数非对称、纵向和横向修正紧密耦合等问题,为了准确表征高旋弹气动参数、明确修正弹丸气动特性和产生机理,提出了基于CFD(computational fluid dynamics)仿真的双旋结构气动力计算分析方法.在构建双滚转域流场仿真模型的基础上,对比了二维修正引信不同控制状态下的弹丸受力情况;明确了高旋弹固有气动力和二维修正引信所引起的气动力;建立并推导了攻角与滚转角耦合情况下的舵片受力模型.研究表明:针对二维修正组件,需要考虑合攻角与舵滚转角的相对位置关系以计算诱导阻力;受迎背风和舵片绕流影响,舵片受力模型和弹体的横、纵向气动力均随攻角、滚转角及马赫数变化. 展开更多
关键词 高旋弹 二维弹道修正 CDF仿真计算 固定舵 双旋体
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湍流普朗特数在高超声速绕流中的修正
12
作者 刘景源 《弹箭与制导学报》 北大核心 2024年第1期1-5,共5页
为精确模拟高超声速激波/湍流边界层干扰导致的复杂非平衡湍流流动,提出一种湍流普朗特数修正模型。应用数值模拟及理论分析方法,对高超声速来流马赫数为9.22的平板、压缩拐角等绕流进行数值分析,评估了所提出的湍流普朗特数修正模型。... 为精确模拟高超声速激波/湍流边界层干扰导致的复杂非平衡湍流流动,提出一种湍流普朗特数修正模型。应用数值模拟及理论分析方法,对高超声速来流马赫数为9.22的平板、压缩拐角等绕流进行数值分析,评估了所提出的湍流普朗特数修正模型。数值模拟结果与实验数据及Kays湍流普朗特数模型的对比表明:对高超声速复杂流动,湍流普朗特数应进行修正,提出的经湍流非平衡参数修正的湍流普朗特数修正模型与原模型及Kays模型相比,给出的壁面压强、壁面热流更精确,壁面最大热流相对误差小于6%。 展开更多
关键词 高超声速 激波/湍流边界层干扰 气动热 湍流普朗特数 数值模拟
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基于并行BICGSTAB的不可压流场计算方法
13
作者 陈涛 《科技创新与应用》 2024年第25期149-152,156,共5页
不可压缩流动广泛存在于日常生活及工程应用之中,随着数值模拟规模不断扩大,CFD算法越来越重视并行计算。该文采用SIMPLE算法对不可压流场进行求解,为求解算法中的大型稀疏矩阵,该文发展一套基于MPI框架的并行BICGSTAB矩阵求解方法。最... 不可压缩流动广泛存在于日常生活及工程应用之中,随着数值模拟规模不断扩大,CFD算法越来越重视并行计算。该文采用SIMPLE算法对不可压流场进行求解,为求解算法中的大型稀疏矩阵,该文发展一套基于MPI框架的并行BICGSTAB矩阵求解方法。最后采用定常顶盖驱动流算例及非定常圆柱绕流算例验证并行算法的可行性及准确性。 展开更多
关键词 不可压缩流动 SIMPLE算法 BICGSTAB算法 并行计算 数值模拟
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基于卷积神经网络的气动热预测方法 被引量：1
14
作者 袁佳铖 宗文刚 +3 位作者 曾磊 李强 张昊元 蔺佳哲 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第1期13-25,I0001,共14页
严重的气动加热现象会威胁飞行器的飞行安全,因此在飞行器设计期间需要对其气动热环境进行预测以辅助热防护设计,气动热的预测速度直接影响了飞行器的设计效率。为了探索气动热的快速预测方法以缩短高超声速飞行器的设计周期,本文基于... 严重的气动加热现象会威胁飞行器的飞行安全,因此在飞行器设计期间需要对其气动热环境进行预测以辅助热防护设计,气动热的预测速度直接影响了飞行器的设计效率。为了探索气动热的快速预测方法以缩短高超声速飞行器的设计周期,本文基于卷积神经网络建立了数据驱动的气动热预测模型。首先,为了实现不同外形飞行器的表面热流预测,提出了一种能够用于卷积神经网络的三维外形几何表达方法。然后,基于该方法分别采用编码器-解码器架构和U-Net架构建立了两种神经网络模型,实现了气动热的快速预测。最后,选取钝锥、钝双锥、升力体和双椭球4类高超声速飞行器典型外形作为研究对象,采用CFD数值模拟方法构建了气动热数据集,在不同的气动热数据集上对建立的模型进行了训练和测试。计算验证结果表明,两种模型针对简单外形预测精度良好,但当外形变复杂时,U-Net模型对外形的感知能力更强,具有更高的预测精度。与其他数据驱动的方法相比,U-Net模型具有更强的学习能力,能够在较少的训练样本下达到相对较高的预测精度。另一方面,由于该方法采用了大量卷积神经网络结构,因此具有更高的建模效率。 展开更多
关键词 卷积神经网络 数据驱动 气动热 计算流体力学 高超声速
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影响振荡射流分离控制效果的关键因素 被引量：1
15
作者 孙启翔 王万波 +2 位作者 黄勇 王勋年 潘家鑫 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第2期56-67,I0001,共13页
为找出影响振荡射流对流场分离控制效果的关键因素,采用典型振荡射流激励器对偏转襟翼流场施加控制,通过数值模拟分析施加控制后的流场特点,总结了射流停滞的原因和影响;并对比不同扩张段、脉冲式和扫掠式振荡射流的控制效果,总结了射... 为找出影响振荡射流对流场分离控制效果的关键因素,采用典型振荡射流激励器对偏转襟翼流场施加控制,通过数值模拟分析施加控制后的流场特点,总结了射流停滞的原因和影响;并对比不同扩张段、脉冲式和扫掠式振荡射流的控制效果,总结了射流扫掠范围对控制效果的影响。结果表明:射流向流场中传递动量的均匀程度和扫掠范围是影响控制效果的关键因素。射流向流场中传递动量越均匀,扫掠范围越大,则控制效果越好。激励器喉道过小会抑制射流偏转,使射流在出口两侧停滞,导致射流向流场中传递动量不均匀,因此偏转襟翼两侧的控制效果好于中部;增大扩张段会增大射流扫掠范围从而改善控制效果;脉冲式激励器内的尖劈会阻挡射流扫掠至其后方,导致射流扫掠范围小,偏转襟翼中部控制效果差。 展开更多
关键词 振荡射流 偏转襟翼 分离流动 数值模拟 主动流动控制
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局部凸起在V形钝前缘模型中的降热特性研究 被引量：1
16
作者 李帅 姜振华 +2 位作者 张珊 尹同 阎超 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期915-927,共13页
三维内转式进气道的唇口结构通常存在复杂的激波干扰及严酷的气动热载荷,严重威胁高超声速飞行器的性能与安全.在6.0马赫的高超声速流动中,以V形钝前缘模型为研究对象,设计了局部凸起的被动流动控制降热方案.采用数值模拟手段,首先研究... 三维内转式进气道的唇口结构通常存在复杂的激波干扰及严酷的气动热载荷,严重威胁高超声速飞行器的性能与安全.在6.0马赫的高超声速流动中,以V形钝前缘模型为研究对象,设计了局部凸起的被动流动控制降热方案.采用数值模拟手段,首先研究了局部凸起方案的降热能力以及降热原理,然后初步优化了局部凸起的位置、高度以及宽度等关键设计参数,最后分析了优化后的局部凸起方案的攻角、侧滑角及马赫数的适用性.研究结果表明:上游凸起边缘形成的斜激波与主马赫反射结构形成的透射激波发生干扰,能够减弱其冲击壁面的强度,实现降热的目的;驻点凸起通过改变超声速射流的对撞角度,能够降低其对撞的强度,实现降热的目的.原始方案的降热能力约为37.75%,在对局部凸起的关键设计参数进行初步优化后,优化方案的降热能力将提升至44.60%.设计工况下的优化方案具有良好的攻角适用性,而高度可变的优化方案可以较好地适用于有侧滑角及高马赫数的流动.在研究范围内,高度可变的优化局部凸起方案的降热能力均高于20%. 展开更多
关键词 内转式进气道 V形钝前缘 气动热 流动控制 局部凸起
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基于XGBoost的多源气动数据融合建模 被引量：1
17
作者 林枫 海春龙 梅立泉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第7期27-34,I0001,共9页
飞行试验和计算流体力学(CFD)是气动数据获取的两种常用手段,其中,通过飞行试验获取的气动数据精度高,但成本高昂,而通过CFD获取气动数据成本低,数据量丰富。因此,为了以尽可能低的成本获取精度更高的气动数据,本文利用数据融合方法,提... 飞行试验和计算流体力学(CFD)是气动数据获取的两种常用手段,其中,通过飞行试验获取的气动数据精度高,但成本高昂,而通过CFD获取气动数据成本低,数据量丰富。因此,为了以尽可能低的成本获取精度更高的气动数据,本文利用数据融合方法,提出了一种可以融合大量的由CFD获取的气动数据与少量由飞行试验获取的气动数据的嫁接XGBoost(eXtreme Gradient Boosting)集成模型框架。首先,利用充足的CFD气动数据建模,作为融合框架中的低精度模型;然后,将少量飞行试验参数输入低精度模型得到相应的气动输出;最后,结合飞行试验气动数据的其他特征进行二次建模,实现对真实气动参数的预测。为了证明所提算法的有效性,本文设置了相关的对比实验,结果表明:1)多源气动数据融合建模较单源气动数据建模具有更高的预测精度;2)集成学习模型比传统的机器学习模型具有更强的泛化性能,其中XGBoost模型泛化能力最强,能够实现对气动参数的准确预测。 展开更多
关键词 多源气动数据 XGBoost 数据融合 集成学习
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气体引射对临近空间升力体飞行器气动力热影响
18
作者 李俊红 陈智 +1 位作者 靳旭红 苗文博 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第8期1-9,I0001,共10页
针对临近空间高速飞行器的降热减阻需求,采用三维数值模拟手段研究了临近空间典型升力体飞行器气动力/热特性,分析了壁面气体质量引射对气动力/热特性的影响规律和作用机理。结果表明:壁面质量引射会略微增大激波脱体距离,对激波层和速... 针对临近空间高速飞行器的降热减阻需求,采用三维数值模拟手段研究了临近空间典型升力体飞行器气动力/热特性,分析了壁面气体质量引射对气动力/热特性的影响规律和作用机理。结果表明:壁面质量引射会略微增大激波脱体距离,对激波层和速度边界层有增厚作用,降低了边界层内的速度梯度,使得表面剪切力减小,从而具有较好的减阻效果。对于典型的升力体构型,在高度为60~70 km时,壁面质量引射减阻效率均不低于47.5%;在高度为80 km时,壁面质量引射减阻效率不低于10.2%;且壁面质量引射减阻效果随攻角增大而增强,随飞行高度升高而减弱。同时,壁面引射排出的低温气体对飞行器具有隔热保护作用,因此壁面质量引射能显著降低迎风面的热流,具有较好的降热效果。 展开更多
关键词 壁面质量引射 临近空间 升力体飞行器 降热减阻 气动力热
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基于动态嵌套网格技术的载荷出舱过程研究
19
作者 陈超群 张红英 +2 位作者 陈建平 童明波 曾建江 《航天返回与遥感》 CSCD 北大核心 2024年第2期29-40,共12页
针对内装载荷在空中分离出舱过程中存在的安全性和姿态稳定性问题,文章采用动态嵌套网格结合罚函数的研究方法对载荷在考虑适配器碰撞下的出舱分离过程进行了数值模拟。相较于以往的研究,该方法将分离过程中的气动特性由离散的稳态计算... 针对内装载荷在空中分离出舱过程中存在的安全性和姿态稳定性问题,文章采用动态嵌套网格结合罚函数的研究方法对载荷在考虑适配器碰撞下的出舱分离过程进行了数值模拟。相较于以往的研究,该方法将分离过程中的气动特性由离散的稳态计算转变为连续的瞬态计算,将适配器碰撞由特征点法估算转变为节点-面法精细计算,实现了非定常流场与多体碰撞的耦合求解,拥有更好的保真性。文章首先通过与美国空军Arnolds工程发展中心风洞实验室的标模试验进行对比,验证了所采用的数值方法的准确性;随后建立了载荷出舱系统仿真模型并分析了标准工况下的出舱特性以及初始速度、初始攻角对载荷在牵引伞作用下出舱过程的影响。结果表明:标准工况下载荷能够安全平稳出舱;初始速度越低,分离过程越平稳,适配器受压缩程度越低,马赫数Ma=0.5时运载器与载荷的最小间距相较于Ma=0.8时增大了1 mm;初始攻角较大对分离时的安全性和稳定性有不利影响,攻角ɑ=15°时适配器摩擦力是ɑ=5°时的2.67倍。该方法适用于采用适配器作为安全保护措施的载荷出舱系统的数值模拟研究,所得结论可为研究载荷出舱系统分离过程提供一定参考。 展开更多
关键词 多体系统空中分离 动态嵌套网格 罚函数 计算流体力学 适配器 牵引伞
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反向射流作用下可回收火箭升阻特性
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作者 张晨曦 林三春 +1 位作者 李易 唐硕 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期24-30,共7页
可回收火箭动力减速过程中反向射流将大幅改变箭体气动特性,为获得反向射流对箭体气动特性的影响,利用数值模拟方法获得箭体升阻力系数,分析升阻特性变化规律并提出升阻特性表征参数。首先,对反向射流钝体构型进行数值模拟,将得到的结... 可回收火箭动力减速过程中反向射流将大幅改变箭体气动特性,为获得反向射流对箭体气动特性的影响,利用数值模拟方法获得箭体升阻力系数,分析升阻特性变化规律并提出升阻特性表征参数。首先,对反向射流钝体构型进行数值模拟,将得到的结果与已公开的实验数据进行对比,验证了数值模拟方法的有效性。其次,采用RANS方法模拟了单喷管构型火箭多种典型飞行状态,得到箭体升阻力系数随迎角变化曲线以及升阻特性变化规律,通过对回流区内流动状态进行分析得到升阻特性改变的机理。最后,由反向射流对箭体气动特性影响程度提出表征参数。结果表明:反向射流会对箭体形成遮挡作用并影响箭体升阻力特性。有射流时升阻力特性受飞行高度影响较大,受飞行马赫数影响较小,与无射流时的规律恰好相反。大部分飞行工况下阻力系数小于0.1,部分高空飞行工况将出现负阻力。本研究提出以反向射流与箭体宽度比作为气动特性表征参数,可以较好地反映反向射流对箭体的遮挡作用并表征箭体在反向射流作用下的气动特性变化规律。 展开更多
关键词 火箭垂直回收 可回收火箭 反向射流 气动布局 气动特性
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