国家自然科学基金(11372040)
- 作品数：11 被引量：75H指数：6
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- 相关机构：航天空气动力技术研究院北京理工大学中国船舶工业系统工程研究院更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术理学兵器科学与技术更多>>
- 基于时间谱方法的飞行器动导数高效计算技术被引量：6
- 2015年
- 针对动导数计算工程应用亟需的高效、高精度发展目标,提出求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的时间谱方法(TSM)的全隐格式,以改善采样点数较大时的数值稳定性,并将TSM离散推广到Menter剪切应力输运(SST)湍流模型,以提高TSM的工程实用性。将TSM应用于数值模拟NACA0015强迫振荡,所得计算结果与试验数据和双时间步(DTS)方法的计算结果均能较好地吻合,验证了TSM对周期运动的模拟能力。采用发展的TSM对高超声速HBS标模和超声速Finner标模进行计算,并分析研究攻角和马赫数对动导数的影响规律。结果表明:对于周期运动,具有与DTS方法相当的计算精度,但TSM的计算效率会随来流马赫数的增大而提高,其效率优势在高超声速范围时可达一个量级以上。
- 谢立军杨云军刘周周伟江
- 关键词：动导数RANS强迫振荡傅里叶变换
- 非对称转捩对横向偏离稳定的影响被引量：2
- 2015年
- 为研究非对称转捩对横向偏离稳定的影响,采用指定位置的强制转捩方法,对典型升力体外形进行非对称转捩的的数值模拟,包含全层流、全湍流及斜线转捩情况的计算与分析,得到非对称转捩对横向偏离稳定性影响的结论。结果表明:极端转捩会使飞行器航向稳定性变差,斜线转捩甚至会使飞行器航向稳定性的极性发生改变。
- 徐国武李锋龚安龙刘周
- 关键词：升力体数值模拟航向稳定性
- 高超声速壁面黏性力快速计算方法被引量：2
- 2017年
- 当前高超声速飞行器壁面黏性力的预测方法主要有精确的Novier-Stokes方程CFD方法(计算流体力学)和快速工程计算方法。前者计算精度高,但效率很低;后者效率极高,但精度难以满足工程应用要求。如何将两种方法有效结合,发展具有一定精度且效率也较高的壁面黏性力计算方法,一直是计算空气动力学研究的重要方向之一。为此,本文基于无黏Euler方程CFD方法获得的壁面流场参数,发展了一种更加精确的高超声速飞行器壁面黏性力快速工程计算方法。该方法以经典参考温度法为基础,以壁面当地流场参数替代自由来流参数,更加充分地考虑了高超声速复杂流动的特性,从理论上提高了壁面黏性力的预测精度。为验证该方法的准确性,以典型高超声速高升阻比飞行器外形为研究对象,分别采用精确Navier-Stokes方程CFD方法和本文发展的快速工程计算方法,预测了高空高马赫数飞行环境下飞行器壁面的黏性力;通过对比分析表明,本文所建立的快速计算方法预测偏差为10~20%,能够满足工程初步设计的要求。
- 龚安龙刘晓文刘周周伟江纪楚群
- 关键词：高超声速
- 小攻角下船尾外形对旋转弹丸马格努斯效应影响的数值研究被引量：4
- 2017年
- 为了研究小攻角下船尾外形对旋转弹丸马格努斯效应的影响,对不同船尾外形的旋转弹丸进行了数值模拟,得到了气动力及力矩随马赫数Ma、船尾角θ_t和船尾长度L_t与弹径D的比值L_t/D的变化。根据气动特性及流场结构,分析了船尾及马赫数对旋转弹丸马格努斯效应的影响,并研究了旋转弹丸马格努斯效应的产生机理。结果表明:在船尾段,由边界层位移厚度的非对称畸变所产生的沿z轴负方向的力随θ_t和L_t/D的增大而逐渐增大;由周向切应力非对称畸变所产生的沿z轴正方向的力沿x轴逐渐增大,随Ma的增大而逐渐增大,随θ_t和L_t/D的增大而逐渐减小;由沿弹体轴向和周向压力分布的非对称性所产生的沿z轴负方向的力随θ_t和L_t/D的增大而逐渐增大,并且在超声速时随Ma的增大而逐渐减小,在亚跨声速时随Ma的增大而逐渐增大。
- 雷娟棉张嘉炜谭朝明
- 关键词：马格努斯效应
- 真实气体效应试飞器气动布局研究被引量：6
- 2015年
- 针对真实气体效应飞行试验的要求对试飞器气动布局开展了设计研究,采用平衡气体模型对真实气体效应进行数值模拟,通过与理想气体状态方程数值模拟结果的比较,分析了真实气体效应对不同试飞器外形气动特性的影响规律,总结出真实气体效应试飞器外形的基本设计要素,给出了适用于真实气体效应飞行试验的试飞器气动布局.
- 陈冰雁徐国武刘周龚安龙
- 关键词：真实气体效应数值模拟飞行试验
- 翼型前缘变形对动态失速效应影响的数值计算被引量：7
- 2014年
- 翼型或机翼的动态失速效应所引起的低头力矩和正气动阻尼限制了飞行器气动性能的提高,甚至可能诱导发生不稳定运动。应用于小尺寸机翼的前缘动态变形(DDLE)技术,通过实时改变前缘形状,能够改善翼型前缘区域的速度梯度,进而抑制动态失速效应。采用转捩剪切应力输运(SST)黏性模型结合分区混合动态网格技术,研究了这种前缘变形对机翼俯仰运动所引起的非定常流动的影响,得到通过小幅度前缘变形抑制和延迟动态失速的方法,从而提高翼型的气动性能。翼型NAC A0012的数值模拟结果与动态失速风洞试验结果比较表明:所使用的数值计算方法能够较为准确地模拟翼型在动态失速过程中升力系数与俯仰力矩系数的变化情况,可用于研究前缘变形对翼型俯仰运动所引起的非定常流动的影响。前缘动态变形翼型俯仰运动过程的非定常流场的数值模拟表明:在大迎角下不同幅度的前缘下垂运动能够抑制流动分离的发生,从而抑制动态失速,但在大迎角下小幅度高频率的前缘下垂变形能更高效地抑制动态失速;前缘变形幅度以及变形沿中弧线的分布对升力系数和俯仰力矩系数的影响并不明显。
- 卢天宇吴小胜
- 关键词：翼型动态失速非定常流动
- 高超声速飞行器体襟翼局部分离流动数值研究
- 2017年
- 采用全Navier-Stokes方程的计算流体力学模拟技术研究了类HTV-2高超声速飞行器体襟翼局部分离流动特性,分析了不同飞行高度、壁面温度、飞行迎角等对流动分离特性的影响。研究表明:随着高度增加,壁面附近压力分布发生改变,沿着流向所形成的逆压梯度不断减小,使得体襟翼与飞行器表面附近的分离区减小;壁面温度增加导致压缩拐角(体襟翼与飞行器表面间)上游的流向速度梯度减小,即壁面粘性力减小,从而使分离区增大;随着迎角增加,压缩拐角内的逆压梯度增大,但上游流向速度梯度增加带来的黏性力增大更为明显,使流动更不容易发生分离,即分离区减小。
- 石磊龚安龙杨云军周伟江
- 关键词：计算流体力学高超声速流动
- 低成本飞行试验平台的FADS技术研究被引量：7
- 2015年
- 在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案,并完成飞行试验和数据分析研究。研究结果表明基于神经网络技术的求解算法具有较好的鲁棒性和较高的求解精度。测量结果与雷达测量结果基本吻合,验证了算法设计;测量结果相对于雷达测量结果,静压平均相对误差约为5.2%,最大相对误差18.8%;马赫数平均相对误差4.2%,最大相对误差14.9%。攻角和侧滑角的测量结果与理论弹道结果变化趋势接近。研究结果可为相关飞行试验技术研究提供参考。
- 陈广强王贵东陈冰雁周伟江纪楚群罗小云
- 关键词：飞行试验火箭弹神经网络计算流体力学
- 小攻角超声速尖锥边界层转捩对马格努斯效应的影响
- 飞行器采用旋转的飞行方式能够达到消除偏心影响、实现动态稳定性和简化控制系统等目的。但旋转飞行方式也会带来不利的影响,即旋转产生的马格努斯力和力矩会影响飞行器的航向动稳定性,甚至引起飞行失稳。不同流动状况下,弹身马格努斯效...
- 张巧； 吴小胜； 姚冉；
- 关键词：马格努斯效应转捩模型
- 文献传递
- 锥台型气体润滑动压轴承动力学数值模拟研究被引量：1
- 2016年
- 针对高精密陀螺电机气体润滑动压轴承间隙复杂流动特点,分析轴承的静态特性和推导一阶滑移边界条件。采用基于无滑移边界和一阶滑移边界条件的计算流体力学方法模拟气体润滑动压轴承间隙复杂流动,计算获得不同偏心距轴承的静态载荷、刚度、功率和偏位角等参数,并与轴承试验结果进行对比分析。研究结果得出,在自重条件下轴承试验测量刚度结果位于无滑移和滑移边界条件数值模拟结果之间,比无滑移边界条件计算结果小约10%,比一阶滑移边界计算结果大约44%,表明轴承间隙流动只存在局部滑移;数值模拟结果的偏位角方向与试验结果一致,分别相差4°和2.6°左右。研究结果可为陀螺电机气体润滑轴承设计提供技术参考。
- 陈广强杨云军雷娟棉陈冰雁刘周
- 关键词：陀螺电机气体润滑动压轴承计算流体力学
