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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
1
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
2
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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激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术
3
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
4
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POD和Kriging的水滴收集量快速预测方法
5
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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深空再入飞行器烧蚀粗糙表面高超声速转捩预测
6
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
7
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
8
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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基于动态嵌套网格技术的载荷出舱过程研究
9
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
10
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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基于卷积神经网络的气动热预测方法
11
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
12
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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可压缩边界层的入口合成湍流生成方法
13
作者 王天 孙东 +3 位作者 郭启龙 李辰 袁先旭 李博 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第1期45-57,共13页
在壁湍流中开展RANS-LES方法混合模拟时,入口处添加合理的湍流脉动能够缩短流场向完全湍流的发展距离,提高数值模拟精度以及节省计算资源.采用SA-IDDES方法对槽道湍流和可压缩湍流边界层开展了数值模拟研究,对比了3种较为常用的合成湍... 在壁湍流中开展RANS-LES方法混合模拟时,入口处添加合理的湍流脉动能够缩短流场向完全湍流的发展距离,提高数值模拟精度以及节省计算资源.采用SA-IDDES方法对槽道湍流和可压缩湍流边界层开展了数值模拟研究,对比了3种较为常用的合成湍流方法对流场发展的影响,包括合成湍流生成器(STG)、数字滤波法(DFM)和合成涡方法(SEM);研究了不同合成湍流入口条件下流场壁面摩阻、流场结构、雷诺应力的发展过程,评估了各方法在壁湍流中的表现.其中在不可压槽道湍流和可压缩湍流边界层的模拟中,STG方法展现了较短的摩阻恢复距离,流场结构与雷诺应力发展相比DFM也有一定的优势.在高马赫数湍流边界层的数值模拟中,忽略热力学量脉动可能会降低合成边界层脉动恢复到物理真实脉动的速度.因此,文章进一步基于STG给出的速度脉动,在入口处通过若干强雷诺比拟方法(SRA,GSRA和HSRA)添加热力学脉动量,对比研究了对可压缩湍流边界层流场发展的影响,结果显示是否添加热力学脉动对于流场摩阻和雷诺应力发展影响较小,但对流场中的热力学量影响显著,其中GSRA下流场热力学量恢复得最快. 展开更多
关键词 合成湍流 入口边界条件 可压缩性 湍流边界层
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超声速喷流激波噪声基础问题数值模拟研究进展
14
作者 张树海 武从海 +2 位作者 罗勇 韩帅斌 张俊龙 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期1-27,共27页
超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技... 超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题(包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等),以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果(包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等)。 展开更多
关键词 超声速喷流 激波 旋涡 湍流 噪声 数值模拟
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不同类风场雨滴冲击荷载对输变电塔线体系动力响应的影响研究
15
作者 王辉 戴根 张鑫 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期404-410,共7页
输变电塔体系遭受风雨耦合作用破坏时常将原因归于风荷载,忽略了雨荷载耦合激励的放大效应。针对某输电线路“一塔两线”体系模型,以数值方法模拟良态风雨场与湿下击暴流场的风雨时程荷载,分别对塔线体系进行动力响应分析,结果表明:降... 输变电塔体系遭受风雨耦合作用破坏时常将原因归于风荷载,忽略了雨荷载耦合激励的放大效应。针对某输电线路“一塔两线”体系模型,以数值方法模拟良态风雨场与湿下击暴流场的风雨时程荷载,分别对塔线体系进行动力响应分析,结果表明:降雨对输电塔线体系的响应,具有显著影响,随着雨强变大,塔线体系响应增大明显;在极值降雨条件下,湿下击暴流场塔顶位移增幅最大,在X向和Y向分别达到31.30%和33.93%;两种风雨场中塔顶位移及加速度功率谱密度均出现明显增幅,体系共振响应增强,塔身关键位置主材应力分别增大了11.64%、37.07%;在不同类风场中,强降雨时雨滴冲击对塔线体系产生的激励增大作用不可忽略。 展开更多
关键词 塔线体系 风雨荷载 良态风雨场 湿下击暴流 动力响应分析
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航空发动机风扇管道径向声模态模拟与识别技术
16
作者 徐文强 周国成 +3 位作者 祁春晖 陈宝 李元首 梁宁远 《声学技术》 CSCD 北大核心 2024年第1期68-76,共9页
针对航空发动机风扇管道径向声模态模拟与测试问题,研究了径向声模态模拟技术以及径向声模态识别技术。采用基于径向排布的声源阵列形式,调节阵列预设的各扬声器幅值及相位实现径向模态声源模拟。建立声源管道下游多圈环形阵列,根据阵... 针对航空发动机风扇管道径向声模态模拟与测试问题,研究了径向声模态模拟技术以及径向声模态识别技术。采用基于径向排布的声源阵列形式,调节阵列预设的各扬声器幅值及相位实现径向模态声源模拟。建立声源管道下游多圈环形阵列,根据阵列位置信息构造求解模态的传递函数矩阵,运用Tikhonov正则化方法减小传递函数矩阵的条件数,从而实现径向声模态识别能力。通过理论推导和数值计算,设计风扇管道径向声模态试验装置,并在消声室进行试验验证。通过试验验证了该系统具备周向4阶以内,径向2阶以内的径向声模态模拟与识别能力。 展开更多
关键词 航空发动机 径向声模态 管道声模态模拟 管道声模态识别 传递函数
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各向异性Kelvin泡沫胞元高径比对其流动传热特性的影响
17
作者 张超 孔祥壮 +2 位作者 杜雁霞 王娴 肖光明 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第1期55-66,I0002,共13页
飞行器热管理系统中所用的高孔隙率泡沫材料具有质量轻、比表面积大等优点,孔隙尺度几何参数的优化设计对有效提升综合传热性能、降低结构质量至关重要。以各向异性Kelvin泡沫胞元为研究对象,采用混合热格子Boltzmann方法以及多GPU加速... 飞行器热管理系统中所用的高孔隙率泡沫材料具有质量轻、比表面积大等优点,孔隙尺度几何参数的优化设计对有效提升综合传热性能、降低结构质量至关重要。以各向异性Kelvin泡沫胞元为研究对象,采用混合热格子Boltzmann方法以及多GPU加速技术,实现了同时考虑泡沫骨架导热和多胞元孔隙尺度强迫对流换热的共轭传热数值模拟。在上述基础上,分别选取了Re=10、100、1000计算条件,开展了不同胞元高径比(H/D=0.5、0.75、1.0、1.5、2.0)对其流动传热特性的影响规律研究。结果表明,在不同Re条件下,随着各向异性Kelvin泡沫H/D的减小,其泡沫内部的流动阻力及努塞尔数均增大,且随着Re的增大,对流换热的作用增强,H/D的影响也更为明显。此外,相比于流动阻力,结构传热性能受H/D的影响变化速率更大,由此造成综合传热因子(j/f^(1/3))与H/D成反比关系,即减小Kelvin胞元H/D可有效提高泡沫结构的综合传热性能。 展开更多
关键词 各向异性 Kelvin泡沫 流动阻力 综合传热因子
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超声速进气道出口弯段的阻力特性数值研究
18
作者 温玉芬 高晶晶 张正 《导弹与航天运载技术（中英文）》 CSCD 北大核心 2024年第1期24-29,共6页
推阻匹配设计是吸气式飞行器设计的核心问题,为了获取进气道的阻力特性并降低内流阻力,提高吸气式飞行器的总体性能,采用数值方法对超声速双侧布局进气道的冷流阻力特性开展研究,对比分析了不同转弯长度、转弯角度、扩张比下的弯段流态... 推阻匹配设计是吸气式飞行器设计的核心问题,为了获取进气道的阻力特性并降低内流阻力,提高吸气式飞行器的总体性能,采用数值方法对超声速双侧布局进气道的冷流阻力特性开展研究,对比分析了不同转弯长度、转弯角度、扩张比下的弯段流态和阻力特性;获得了进气道内阻的分配比例及关键几何参数对弯段流场结构和进气道内阻的影响特性。结果表明:对于双侧布局的进气道,冷流条件下弯段内容易发生流动分离,存在较大的流动损失,在不产生溢流的情况下,弯段内阻占整个进气道内阻的大部分。分析发现,减小转弯角度或增加弯段扩张比均可降低进气道弯段内阻,而转弯长度与转弯半径相互影响,在给定的设计条件下,弯段内阻随转弯长度的增加先减小后增大。 展开更多
关键词 超声速进气道 阻力 弯段 流动损失 分离
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局部凸起在V形钝前缘模型中的降热特性研究
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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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间断Galerkin有限元隐式算法GPU并行化研究
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作者 高缓钦 陈红全 +1 位作者 贾雪松 徐圣冠 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第2期21-33,I0001,共14页
为了提高间断伽辽金(discontinuous Galerkin,DG)有限元方法的计算效率,围绕求解Euler方程,构建了基于图形处理器(graphics processing unit,GPU)并行加速的隐式DG算法。算法结合Roe格式进行空间离散,采用人工黏性法处理激波等间断问题... 为了提高间断伽辽金(discontinuous Galerkin,DG)有限元方法的计算效率,围绕求解Euler方程,构建了基于图形处理器(graphics processing unit,GPU)并行加速的隐式DG算法。算法结合Roe格式进行空间离散,采用人工黏性法处理激波等间断问题,时间推进选用下上对称高斯-赛德尔(lower-upper symmetric Gauss-Seidel,LU-SGS)隐式格式。为了克服传统隐式格式固有的数据关联依赖问题,借助于本文提出的面向任意网格的单元着色分组技术,先给出了LUSGS隐式格式的并行化改造,使得隐式时间推进能按颜色组别依次并行,由于同一颜色组内算法已不存在数据关联,可以据此实现并行化。在此基础上,再结合DG算法局部紧致等特点,基于统一计算设备架构(compute unified device architecture,CUDA)编程模型,设计了依据单元的核函数,并构建了对应的线程与数据结构,给出了DG有限元隐式GPU并行算法。最后,发展的算法通过了多个二维和三维典型流动算例考核与性能测试,展示出隐式算法GPU加速的效果,且获得的计算结果能与现有的文献或实验数据接近。 展开更多
关键词 间断伽辽金方法 LU-SGS隐式格式 GPU并行化 单元着色分组 EULER方程
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