双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证

1

作者 李琳恺 黄紫 +3 位作者 顾蕴松 彭振钧 张宗源 雷雨 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2023年第4期96-104,共9页

为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前... 为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明:在60°迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到173(°)/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。 展开更多

关键词 前体非对称涡控制 双合成射流 大迎角 模型自由飞 尾旋改出

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低速湍流边界层DBD控制机制

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作者 王浩宇 孙志坤 +3 位作者 耿玺 史志伟 程克明 吴继飞 《西华大学学报（自然科学版）》 CAS 2024年第2期10-17,共8页

介质阻挡放电(DBD)激励器具有重量轻、无运动部件、易用及响应快等优势,在流动控制应用中受到广泛关注。等离子体湍流边界层减阻是DBD流动控制诸多应用之一,但DBD湍流减阻机制还需进一步探究。文章通过试验研究来流速度为10 m/s时DBD激... 介质阻挡放电(DBD)激励器具有重量轻、无运动部件、易用及响应快等优势,在流动控制应用中受到广泛关注。等离子体湍流边界层减阻是DBD流动控制诸多应用之一,但DBD湍流减阻机制还需进一步探究。文章通过试验研究来流速度为10 m/s时DBD激励对平板湍流边界层摩擦阻力的影响。试验使用油膜干涉法测量摩阻的变化,利用热线风速仪和粒子图像测速系统(PIV)得到边界层内速度分布。其结果显示,在等离子体激励的作用下,测得的壁面摩擦因数减小。等离子体激励通过减小边界层缓冲层和对数区的速度,减少雷诺切应力以及湍动能,抑制了相干结构的发展,从而达到减阻的效果。 展开更多

关键词 流动控制 湍流边界层 平板 等离子体激励器 减阻

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深度强化学习在翼型分离流动控制中的应用 被引量：3

3

作者 姚张奕 史志伟 董益章 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2022年第3期55-64,共10页

搭建了基于深度强化学习(DRL)的射流闭环控制系统,在NACA0012翼型上开展了大迎角分离流动控制实验研究。NACA0012翼型弦长200 mm,实验风速10 m/s,雷诺数1.36×10^(5)。射流激励器布置在翼型上表面,通过电磁阀进行无级控制。将翼型... 搭建了基于深度强化学习(DRL)的射流闭环控制系统,在NACA0012翼型上开展了大迎角分离流动控制实验研究。NACA0012翼型弦长200 mm,实验风速10 m/s,雷诺数1.36×10^(5)。射流激励器布置在翼型上表面,通过电磁阀进行无级控制。将翼型表面的压力系数和智能体自身的动作输出作为智能体的观测量,以翼型后缘压力系数为奖励函数,对智能体进行训练。结果表明:经过训练的智能体成功地抑制了大迎角下的流动分离,比定常吹气的费效比降低了50%;智能体可以将翼型后缘压力系数稳定地控制在目标值附近;状态输入和奖励函数的改变会对最终的训练效果产生不同影响。 展开更多

关键词 人工智能 深度强化学习 射流控制 流动控制 流动分离

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旋转导弹模型非定常表面压力测试技术研究 被引量：1

4

作者 肖恒 顾蕴松 孙之骏 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期62-67,共6页

为了获得旋转导弹模型表面复杂的压力变化,设计了一套嵌入式无线压力测量系统,该系统能够以1kHz的采样频率对8个压力通道进行同步采集。该绝对压力测量系统的量程为30PSI,静态测量误差小于5/10000;在连接10cm的测压软管后,系统的动态延... 为了获得旋转导弹模型表面复杂的压力变化,设计了一套嵌入式无线压力测量系统,该系统能够以1kHz的采样频率对8个压力通道进行同步采集。该绝对压力测量系统的量程为30PSI,静态测量误差小于5/10000;在连接10cm的测压软管后,系统的动态延迟小于1.16ms,信号幅值衰减小于1%。利用该嵌入式的无线测压系统,在高速风洞中开展了模型表面压力测试,对旋转导弹模型的关键区域多点的表面压力进行了测量,获得了表面压力的动态特征。结果表明:所提出的非定常表面压力测试技术可同步多点测量旋转导弹模型表面压力,为开展相关旋转模型气动特性风洞试验提供了一种有效的非定常表面压力测试手段。 展开更多

关键词 旋转导弹 嵌入式测压系统 动态压力测量 同步测量

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组合动力飞行器动力转换过程推阻匹配与控制

5

作者 刘得冕 陈永亮 吴杰 《中国新技术新产品》 2022年第10期1-7,共7页

针对组合动力飞行器在动力转换过程中飞行器存在非线性、耦合性、不确定性、推力损失和大气扰动的问题,该文首先提出了一种利用模态转换参数调节规律来降低动力转换过程中飞行器的推力损失的方法。其次,采用了LQR控制方法处理飞行器本... 针对组合动力飞行器在动力转换过程中飞行器存在非线性、耦合性、不确定性、推力损失和大气扰动的问题,该文首先提出了一种利用模态转换参数调节规律来降低动力转换过程中飞行器的推力损失的方法。其次,采用了LQR控制方法处理飞行器本体不稳定的问题,在该过程中发现LQR在控制非线性模型时会逐渐发散。该文提出外环采用基于非线性模型的动态逆进行控制,内环采用鲁棒自适应姿态控制或自抗扰控制方法进行增稳,从而实现组合动力飞行器发动机工作模式的顺利切换。最后,对飞行器动力的转换过程进行仿真并进行蒙特卡洛测试,由仿真结果可知,该文所提出的方法能够在减小动力转换过程推力损失的基础上对飞行器姿态进行控制,并且控制系统具有较强的鲁棒性和抗侧风能力。 展开更多

关键词 组合动力飞行器 鲁棒自适应 推力损失 自抗扰 线性二次型最优控制

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不同迎角下逆向喷流减阻降热特性研究

6

作者 黎凯昕 董昊 +1 位作者 张旭东 王元靖 《西华大学学报（自然科学版）》 CAS 2024年第2期18-28,共11页

文章采用基于SST k-ω湍流模型的N-S(Navier-Stokes)方程数值模拟方法,探究不同来流迎角下,逆向喷流与钝头体同轴及不同轴时,同自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。结果表明:与无喷流情况相比,同轴逆向喷流能有效减... 文章采用基于SST k-ω湍流模型的N-S(Navier-Stokes)方程数值模拟方法,探究不同来流迎角下,逆向喷流与钝头体同轴及不同轴时,同自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。结果表明:与无喷流情况相比,同轴逆向喷流能有效减小钝头体的阻力系数,迎角为2°时阻力系数可减小32.53%;迎角较小时,同轴逆向喷流可有效减小壁面斯坦顿数,迎角较大时,迎风面壁面斯坦顿数较大,背风面壁面斯坦顿数大幅减小;逆向喷流与钝头体轴向夹角的变化对流场及减阻降热效果产生影响,喷流与轴线夹角增大,迎风面壁面压强逐渐减小,存在使壁面斯坦顿数峰值取得最优解的喷流角度;较同轴逆向喷流,来流迎角为5°时,壁面斯坦顿数峰值可减小9.02%,来流迎角为8°时,减阻效果最高可提升1.92%。 展开更多

关键词 逆向喷流 流动控制 减阻降热 超声速 迎角

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弹体穿越冰水混合物流动过程的数值模拟 被引量：1

7

作者 张军 蔡晓伟 +1 位作者 宣建明 王英霖 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2020年第3期35-40,共6页

针对潜射导弹穿越冰水混合物的过程进行数值模拟。基于ANSYS/LS-DYNA商用软件,采用ALE算法,建立了冰的破碎模型,流体区域包含水与空气2种流体介质,水与空气采用NULL材料模型,水介质的状态方程采用Gruneisen状态方程。对细长弹体、冰体... 针对潜射导弹穿越冰水混合物的过程进行数值模拟。基于ANSYS/LS-DYNA商用软件,采用ALE算法,建立了冰的破碎模型,流体区域包含水与空气2种流体介质,水与空气采用NULL材料模型,水介质的状态方程采用Gruneisen状态方程。对细长弹体、冰体以及流体域进行建模,利用欧拉-拉格朗日耦合方法对弹体、冰体以及流体域进行流固耦合计算。对不同冰体分布方式(规则分布、菱形分布、随机分布)和不同弹体相对位置(冰体正下方、冰体间隙)的弹体出水过程进行对比计算研究,获得了弹体在穿越冰水混合物过程中流场的密度、压力、应力、速度随时间的变化规律,以及不同工况下的弹体质心位移情况。数值模拟结果表明:弹体在水下运动过程中空泡逐渐扩大,空化现象显著;流场应力的存在对弹丸运动产生一定的影响;不同冰体分布方式及初始弹体相对位置,会造成弹体质心位移不同。 展开更多

关键词 水中弹道 冰下发射 冰水混合物 冰体分布 仿真

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三种机器学习非定常气动力建模方法对比分析

8

作者 李康丽 史志伟 +2 位作者 付军泉 童晟翔 张伟麟 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2023年第3期33-39,共7页

针对大迎角下非定常气动力建模问题,以F-16战斗机为研究对象对随机森林方法、深度神经网络方法和物理神经网络方法三种模型的大迎角下非定常气动力建模效果开展研究。首先,介绍了纯数据驱动的随机森林方法和深度神经网络方法两种机器学... 针对大迎角下非定常气动力建模问题,以F-16战斗机为研究对象对随机森林方法、深度神经网络方法和物理神经网络方法三种模型的大迎角下非定常气动力建模效果开展研究。首先,介绍了纯数据驱动的随机森林方法和深度神经网络方法两种机器学习方法;然后,在深度神经网络方法的基础上,提出了一种将状态空间模型与神经网络相结合的物理神经网络方法;最后,对三种方法的内/外插性能进行对比。仿真结果表明,三种建模方法均具有很高的内插精度,而物理神经网络建模方法由于在训练过程中增加了物理信息约束,外插性能优于其他两种方法。 展开更多

关键词 非定常气动力模型 随机森林 深度神经网络 物理神经网络 内/外插性能

原文传递

绕椭球的低速流动研究 被引量：3

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作者 丛成华 邓小刚 毛枚良 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2021年第3期467-619,共153页

理解和预测绕椭球的流动对指导飞行器和潜艇等交通工具的设计具有很强的工程意义.近年来,针对椭球绕流开展了大量的实验和数值模拟研究.对有攻角下椭球绕流分离的定性描述和定量研究,促进了对三维分离的辨识和拓扑研究.文章对流场特性... 理解和预测绕椭球的流动对指导飞行器和潜艇等交通工具的设计具有很强的工程意义.近年来,针对椭球绕流开展了大量的实验和数值模拟研究.对有攻角下椭球绕流分离的定性描述和定量研究,促进了对三维分离的辨识和拓扑研究.文章对流场特性进行了分析,介绍了分离对气动力、噪声、尾迹的影响,以及实验条件对流动的影响.上述定常流动与非定常机动过程之间存在明显差异,非定常机动过程不能作为定常或准定常问题处理,在机动过程中,分离出现明显延迟,气动力出现明显变化.随后介绍了数值模拟在求解绕椭球流动中的进展,当前求解雷诺平均的N-S方程湍流模式仍然是解决绕椭球大范围分离流动的主要工程方法,大涡模拟和分离涡模拟等也逐渐得到了广泛应用.受限于计算能力,直接数据模拟只能用于较低雷诺数,在高雷诺数流动中还不适用.非定常机动过程的数值模拟较定常状态,与实验结果的差距要大一些.最后,介绍了对椭球绕流场转捩的研究进展,对T-S转捩与横流转捩的机理和辨识已经较为准确,数值模拟结果与实验结果基本相符,但对再附转捩的认识还不够清晰,尤其是迎风面,因此椭球绕流转捩的研究还需要依靠实验. 展开更多

关键词 椭球 分离 旋涡 尾迹 气动力 噪声 非定常机动 转捩

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AC-DBD等离子体激励对L形截面钝体风荷载减阻的实验研究 被引量：3

10

作者 兰子奇 史志伟 +1 位作者 孙琪杰 耿玺 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2021年第2期83-91,共9页

等离子体流动控制是一种应用广泛的主动流动控制技术。为进一步研究其机理、拓展其应用范围,针对L形截面钝体模型,采用3种AC-DBD(介质阻挡放电)等离子体激励器布置形式,比较了施加激励后的减阻效果,并对减阻机理进行了研究。实验在南京... 等离子体流动控制是一种应用广泛的主动流动控制技术。为进一步研究其机理、拓展其应用范围,针对L形截面钝体模型,采用3种AC-DBD(介质阻挡放电)等离子体激励器布置形式,比较了施加激励后的减阻效果,并对减阻机理进行了研究。实验在南京航空航天大学0.8m低速直流风洞中进行(风向角0°、来流速度2~8m/s),激励器布置形式为顺来流前缘激励、逆来流前缘激励和拐角激励。研究结果表明:不同来流速度下,等离子体激励器对L形截面钝体都有一定的减阻效果,且减阻效果随流速增大而降低;拐角激励减阻效果最佳,逆来流前缘激励次之,顺来流前缘激励最差;通过流场分析,说明了激励器布置形式变化产生了不同的扰动效果;不同的流动控制机理是影响减阻效果的关键因素。 展开更多

关键词 等离子体流动控制 风洞实验 风荷载减阻 风压系数 粒子图像测速

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基于改进信息熵法的反集群目标作战效能评估研究 被引量：4

11

作者 卜晓东 周志超 +1 位作者 徐振森 张军 《空天防御》 2021年第1期14-18,共5页

随着信息化技术的不断创新,无人机集群体系在未来战场将占据主导地位,分析研究相关的防御策略及拦截手段对我国无人技术创新和体系建设尤为重要。结合反集群作战任务需求,基于观察、判断、决策和行动(OODA)循环理论,建立对抗作战网络模... 随着信息化技术的不断创新,无人机集群体系在未来战场将占据主导地位,分析研究相关的防御策略及拦截手段对我国无人技术创新和体系建设尤为重要。结合反集群作战任务需求,基于观察、判断、决策和行动(OODA)循环理论,建立对抗作战网络模型,并构建了反无人机集群作战能力指标体系。采用改进信息熵方法,提出一种高效准确的作战效能评估方法,并通过具体实例对某反集群作战对抗过程进行效能评估,验证了此方法的可行性。 展开更多

关键词 反集群作战 OODA循环理论 信息熵 作战效能评估

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简化护卫舰的尾流场优化研究 被引量：1

12

作者 李通 王逸斌 +1 位作者 赵宁 邓思强 《船舶力学》 EI CSCD 北大核心 2023年第1期10-22,共13页

小型舰船在航行中,机库后方产生的不稳定回流区会影响舰载机在甲板上的作业。为了改善舰面流场,保障舰载机在甲板上的安全起降,基于改进的简化护卫舰外形(MSFS),首先结合计算流体力学和人工神经网络方法,预测不同的机库长度L和宽度W对... 小型舰船在航行中,机库后方产生的不稳定回流区会影响舰载机在甲板上的作业。为了改善舰面流场,保障舰载机在甲板上的安全起降,基于改进的简化护卫舰外形(MSFS),首先结合计算流体力学和人工神经网络方法,预测不同的机库长度L和宽度W对应的回流区大小,建立两种神经网络下的回流区响应面,然后在该响应面上使用粒子群算法得到优化的舰船结构。结果表明:回流区长度随着L和W的变化呈现出明显的非线性变化;与数值模拟结果相比,误差逆传播神经网络得到的回流区长度最大相对误差约为0.9%,径向基函数神经网络得到的最大相对误差约为2.2%;两种神经网络下得到的预测回流区响应面在整体上较为相似,且在两个预测响应面上优化得到的最小回流区长度都为1.93H,和数值模拟结果之间的相对误差约为0.5%。 展开更多

关键词 计算流体力学 数值模拟 人工神经网络 优化 舰船尾流场 回流区

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基于三维特征线理论的曲面激波流场反设计方法 被引量：1

13

作者 王丁 王江峰 李龙飞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第4期11-30,I0001,共21页

激波流场反设计技术是高超声速乘波布局设计领域的核心技术之一。为了克服传统吻切理论在设计全三维曲面激波流场时的缺陷,本文提出了一种基于三维特征线理论的设计方法。该方法构造了一种包含四条马赫线和一条流线的三维基本单元,发展... 激波流场反设计技术是高超声速乘波布局设计领域的核心技术之一。为了克服传统吻切理论在设计全三维曲面激波流场时的缺陷,本文提出了一种基于三维特征线理论的设计方法。该方法构造了一种包含四条马赫线和一条流线的三维基本单元,发展了用于设计曲面激波流场的阵面推进方法及并行加速方法。通过对Euler方程中微分算子进行特征分解,重构了流场的控制方程,并提出了适用于求解该控制方程的Tikhonov-Lagrange拟合法,实现了三维流场的稳定求解。利用提出的设计方法,分别对高马赫数圆锥激波流场、椭圆锥激波流场、小攻角来流下的圆锥激波流场及由Bezier曲面描述的一般性曲面激波流场算例进行了设计,并与数值模拟结果进行了对比。计算结果表明,当前设计方法实现了对横向压力梯度及攻角引起的三维流动效应的合理求解,其中典型截面的壁面压力及马赫数分布与数值模拟结果相比误差分别小于0.3%和1.7%,且具有较高的并行效率。该设计方法拓展了特征线理论在全三维激波流场反设计领域的应用范围,在高超声速全三维乘波布局设计领域具有重要发展前景。 展开更多

关键词 三维特征线 激波流场 三维流动效应 乘波布局 高超声速

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前置翼片式涡流发生器对燃烧室氢气燃料掺混特性的影响

14

作者 吴龙 王江峰 +1 位作者 李龙飞 王丁 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第3期33-43,I0001,共12页

超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术,直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SSTk-ω湍流模型的RANS方法,对带有翼片式涡流发生器的超燃冲... 超声速来流与燃料的充分掺混是超声速燃烧的关键技术,直接关系到吸气式高超声速推进系统的总体性能。本文通过在射流口前安装翼片式涡流发生器以促进燃料与空气的掺混。基于SSTk-ω湍流模型的RANS方法,对带有翼片式涡流发生器的超燃冲压发动机燃烧室模型内氢气横向喷流冷流流场进行了数值模拟,对比分析涡流发生器高度和长度不同的条件下燃烧室内的流场结构、涡流强度、氢气与空气掺混特性、燃烧室总压损失的规律。结果表明,翼片式涡流发生器能够提高涡流强度并大幅提高燃烧室内的掺混性能。随着涡流发生器高度和长度的增加,流场结构间的干扰增强,导致涡流强度和穿透深度增加,从而提升掺混效率。与不安装涡流发生器情况相比,涡流发生器能提升氢燃料的穿透深度超过170%,减少燃料掺混距离70%以上。更加复杂的流场结构同时会增大燃烧室的总压损失,并随着涡流发生器高度和长度的增加而增大。相较于掺混性能的提升,总压损失的增大幅度相对小很多,说明通过合理的参数选择,翼片式涡流发生器能够有效提升燃烧室的掺混性能。 展开更多

关键词 涡流发生器 横向喷流 超燃冲压发动机燃烧室 涡流强度 掺混特性 总压损失

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基于速度分裂法的翼型阵风响应及减缓数值模拟

15

作者 高坤 郭同庆 +2 位作者 纪哲翰 周迪 陆志良 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第4期84-95,I0002,共13页

国内现阶段飞行器阵风响应CFD模拟通常采用网格速度法(FVM),而近年提出的更为准确的速度分裂法(SVM)目前主要针对刚性飞行器阵风响应分析。本文将SVM拓展至弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应计算和减缓研究。基于动态网格系统非定常Na... 国内现阶段飞行器阵风响应CFD模拟通常采用网格速度法(FVM),而近年提出的更为准确的速度分裂法(SVM)目前主要针对刚性飞行器阵风响应分析。本文将SVM拓展至弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应计算和减缓研究。基于动态网格系统非定常Navier-Stokes方程,将阵风条件下的速度场分解为阵风速度与背景速度的叠加,理论推导出SVM阵风模拟控制方程,结果表明,FVM是SVM忽略源项后的一种近似方法。进一步建立起弹性翼型阵风响应预测的CFD/CSD时域耦合算法和基于俯仰控制的阵风响应减缓数值模拟方法。算例分析了NACA0012刚性及弹性翼型的One-Minus-Cosine阵风响应,计算结果与文献数据一致,在此基础上分析了阵风尺度、黏性和结构弹性对阵风响应的影响。开展了NACA64A010弹性翼型One-Minus-Cosine阵风减缓模拟,结果表明:单一的沉浮速度控制输入量更有利于减缓阵风载荷峰值,而沉浮速度、俯仰角相结合的控制输入量则能同时减缓翼型的沉浮和俯仰运动。本文工作可为三维飞行器阵风响应和减缓研究提供参考。 展开更多

关键词 阵风响应 网格速度法 速度分裂法 气动弹性 载荷减缓

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舰载直升机-舰船耦合流场数值计算研究综述

16

作者 王逸斌 马晨阳 +2 位作者 李通 赵宁 朱春玲 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第3期45-66,44,I0001,共24页

舰载直升机舰面起降是海上舰载直升机最危险的作业之一,而舰船表面的复杂气流干扰是造成该问题的主要因素之一。本文从孤立舰船舰面流场主要特征分析出发,分别总结了航空母舰与非航空母舰类舰船的主要流动特征,以及舰载直升机-舰船耦合... 舰载直升机舰面起降是海上舰载直升机最危险的作业之一,而舰船表面的复杂气流干扰是造成该问题的主要因素之一。本文从孤立舰船舰面流场主要特征分析出发,分别总结了航空母舰与非航空母舰类舰船的主要流动特征,以及舰载直升机-舰船耦合流场的主要流动特征。在此基础上,根据舰船表面流场计算采用的数值方法分类,从无黏流场到黏性流场计算、从定常数值计算到非定常数值计算,系统介绍了国内外的发展情况与主要研究工作。对舰载直升机-舰船耦合流场数值研究,根据采用的模型与耦合方法分类,从动量盘简化耦合模型到完整直升机模型、从单向耦合到双向耦合,介绍了国外的发展历程及主要相关工作。期望舰面流场以及机-舰耦合流场数值计算主要方法的探讨,能为后期机-舰耦合流场研究及机-舰适配性研究提供参考。 展开更多

关键词 舰载直升机 载机舰 机-舰耦合流场 数值计算 尾流

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斜风来流下纵摇运动对机-舰耦合流场的影响

17

作者 李通 刘戈 +2 位作者 宗昆 赵宁 王逸斌 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第3期77-88,I0002,共13页

机-舰耦合流场是一个复杂紊乱的非定常流场,舰船的六自由度摇摆运动会进一步恶化飞行甲板上方的流场环境。为了探究舰船的摇摆运动对飞行甲板上方机-舰耦合流场的影响,基于简化护卫舰SFS2和旋翼的耦合模型,对两种斜风状态下、纵摇运动... 机-舰耦合流场是一个复杂紊乱的非定常流场,舰船的六自由度摇摆运动会进一步恶化飞行甲板上方的流场环境。为了探究舰船的摇摆运动对飞行甲板上方机-舰耦合流场的影响,基于简化护卫舰SFS2和旋翼的耦合模型,对两种斜风状态下、纵摇运动中的机-舰耦合流场进行了数值模拟,分析了纵摇运动对机-舰耦合流场结构和旋翼拉力的影响,对比了两种斜风状态下的流场差异。研究结果表明:随着舰船的纵摇运动,机库后方形成的不稳定混合涡结构和垂向气流会对旋翼气动力造成明显的影响,旋翼拉力出现了近似周期性的变化,与纵摇运动的周期一致,但各观测点处的速度分量均未出现周期性的变化;旋翼拉力在甲板上浮至水平位置附近时最大,在甲板下沉至水平位置附近时最小,对于左舷和右舷来流,拉力分别降低了约13%和6%,因此飞行员要认识到纵摇运动带来的拉力损失,确保直升机具有足够的操纵量,以便能及时调整总距来保证直升机在该状况下的起降安全性。 展开更多

关键词 舰面流场 机-舰耦合流场 非定常 纵摇 计算流体力学

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高超声速逆向喷流数值模拟和风洞试验 被引量：8

18

作者 董昊 张旭东 +2 位作者 刘是成 程克明 赵炜 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第4期101-109,共9页

作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点。为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得... 作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点。为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得到了模型表面的流场和斯坦顿数分布,并对数值模拟和风洞试验结果进行了相互校验。结果表明:逆向喷流产生的降热效果是喷流气体回流和喷流推离头部脱体激波共同作用的结果;在相同来流马赫数下,逆向喷流降热效果随喷流压比的增大而更加显著;在相近喷流压比条件下,来流马赫数越大,逆向喷流降热效果越好。 展开更多

关键词 高超声速 逆向喷流 流动控制 数值模拟 风洞试验 气动热 喷流压比

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离散速度方法及其在跨流域问题中的应用研究进展 被引量：1

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作者 杨鲤铭 李志辉 舒昌 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2022年第4期537-551,共15页

往返大气层跨流域飞行器的气动力和气动热计算一直是当前流体力学研究的难点和热点之一。由于该类飞行器面临的流动场景不再是单一的连续流或稀薄流,采用Navier-Stokes方程求解器或DSMC方法均不能获得全流域的准确结果。近年来,以不依... 往返大气层跨流域飞行器的气动力和气动热计算一直是当前流体力学研究的难点和热点之一。由于该类飞行器面临的流动场景不再是单一的连续流或稀薄流,采用Navier-Stokes方程求解器或DSMC方法均不能获得全流域的准确结果。近年来,以不依赖于连续性假设的Boltzmann模型方程为基础,通过在位置空间和速度空间同时离散求解该方程,实现了跨流域问题的统一求解。本文对该类算法的研究进展进行回顾和分析,着重介绍气体动理论统一算法(Gas kinetic unified algorithm,GKUA)、统一气体动理学格式(Unified gas kinetic scheme,UGKS)和改进离散速度方法(Improved discrete velocity method,IDVM)3种数值途径,分析它们的基本假设和实现方式,关注它们目前取得的进展和应用情况。同时,本文还将IDVM进一步扩展到非定常情形,以便用于非定常跨流域问题求解。最后,本文对该类算法存在的一些问题进行讨论,期望在后续的研究中能予以解决。 展开更多

关键词 计算流体力学 BOLTZMANN方程 离散速度方法 跨流域问题 非定常流动

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基于隐式扩散的直接力格式浸没边界格子Boltzmann方法 被引量：4

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作者 佟莹 夏健 +1 位作者 陈龙 薛浩天 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期94-105,共12页

采用浸没边界格子Boltzmann (immersed boundary-lattice Boltzmann, IB-LB)模型执行动边界绕流数值模拟时,信息交互界面和边界力计算格式直接影响流动求解器的数值精度和计算效率.基于隐式扩散界面,一种改进的直接力格式IB-LB模型被提... 采用浸没边界格子Boltzmann (immersed boundary-lattice Boltzmann, IB-LB)模型执行动边界绕流数值模拟时,信息交互界面和边界力计算格式直接影响流动求解器的数值精度和计算效率.基于隐式扩散界面,一种改进的直接力格式IB-LB模型被提出.边界力表达式基于欧拉/拉格朗日变量同一性准则推导,转换矩阵描述的信息交互界面耦合了拉格朗日节点间的非同步运动.采用Richardson迭代数值求解关联边界力与无滑移速度约束的线性方程组,不仅克服了传统速度修正格式中矩阵求逆引起的计算效率问题,而且摆脱了算法稳定性对拉格朗日点分布的依赖.根据解析解已知的Taylor-Green涡流评估本文模型的数值模拟精度,结果表明改进的IB模型能够完整保留背景LB模型的二阶数值精度.静止圆柱和振荡圆柱绕流数值实验结果表明,当前模型在涉及复杂外形和运动界面的流动模拟中能够提供可靠的数值预测,满足力同一性的IB-LB模型能够有效抑制非定常流体力的伪物理震荡.波动翼型绕流模拟验证了当前模型的实用性,可在大变形柔性体流固耦合动力学问题中进一步推广. 展开更多

关键词 格子BOLTZMANN方法 浸没边界方法 隐式扩散界面 直接力格式 可变形运动边界

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