检索结果-内蒙古大学图书馆

作者：刘燚刘凯操小龙何海波 100074 北京市丰台区云岗北里40号院

本发明提供了一种考虑气动面曲面效应和法向运动的非定常气动力计算方法，该方法包括：对飞行器的变形后气动面进行网格划分；获取飞行器的结构弹性模态；提取与变形后气动面相关的结构弹性模态并插值到气动网格上；在网格上布置偶极子... 详细信息

标准号: CN110162823A

本发明提供了一种考虑气动面曲面效应和法向运动的非定常气动力计算方法，该方法包括：对飞行器的变形后气动面进行网格划分；获取飞行器的结构弹性模态；提取与变形后气动面相关的结构弹性模态并插值到气动网格上；在网格上布置偶极子基本解，求解核函数，根据核函数求解气动力影响系数矩阵；计算变形后气动面的气动网格的当地法向量；根据变形后气动面的法向模态求解法向运动边界条件；求解变形后气动面网格上的非定常气动力；根据变形后气动面网格上的非定常气动力和变形后气动面的法向模态以获取广义化的曲面非定常气动力。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法实现柔性飞行器频域非定常气动力的准确描述和计算的技术问题。

关键词：气动力变形气动面网格飞行器求解结构弹性气动网格法向模核函数模态影响系数矩阵气动力计算运动边界法向量偶极子求解法法向频域应用

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考虑气动面曲面效应和法向运动的非定常气动力计算方法

考虑气动面曲面效应和法向运动的非定常气动力计算方法

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作者：刘燚刘凯操小龙何海波 100074 北京市丰台区云岗北里40号院

标准号: CN110162823B

关键词：气动力变形气动面网格飞行器求解结构弹性气动网格法向模核函数模态影响系数矩阵气动力计算运动边界法向量偶极子求解法法向频域应用

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耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法

耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法

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作者：刘燚刘凯操小龙何海波 100074 北京市丰台区云岗北里40号院

本发明提供了一种耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法，该方法包括：一，对变形气动面进行网格划分；二，获取结构模态信息并将其插值到变形气动面的气动网格上，确定变形气动面的结构运动规律；三，确定时域分析计算步长；四... 详细信息

标准号: CN110162822B

本发明提供了一种耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法，该方法包括：一，对变形气动面进行网格划分；二，获取结构模态信息并将其插值到变形气动面的气动网格上，确定变形气动面的结构运动规律；三，确定时域分析计算步长；四，基于全位势流理论，在各个气动网格上布置涡环，利用非定常伯努利方程计算获取变形气动面网格上的气动力的大小和分布；五，将后缘尾涡以当地流场速度运动一个时间步长的位移以形成下游尾涡流场；六，将下一时间步长下的结构模态信息插值到变形气动面网格上，重复步骤四和步骤五，直至完成时域内推进非定常气动力的求解。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中时域气动力计算建模复杂且计算效率低的技术问题。

关键词：变形气动面网格气动力气动力计算结构模态气动网格时域后缘伯努利方程计算效率结构运动时间步长时域分析速度运动耦合结构完成时尾涡流求解建模流场模态尾涡位势涡环重复应用

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非定常气动力计算精度评估及修正方法

非定常气动力计算精度评估及修正方法

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作者：邹蕊璐高勇刘炳东曹杰 100074 北京市丰台区云岗北里40号院

本发明提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，包括：建立全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型；构建飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型；将模态振型插值到全飞行器气动力网格模型中；计算获取各个通道... 详细信息

标准号: CN114611420A

本发明提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，包括：建立全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型；构建飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型；将模态振型插值到全飞行器气动力网格模型中；计算获取各个通道的非定常气动力矩；基于操纵面测力风洞试验数据，计算获取各个通道的控制力矩；根据各个通道的非定常气动力矩和控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值；将各个通道的非定常气动力精度评估值分别与设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围进行比较，根据精度评估值实现精度修正。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中非定常气动力由于无法通过试验测量数据校验而难以评估精度的技术问题。

关键词：气动力精度评估飞行器刚体模态控制力矩气动力矩网格模型操纵面振型偏转飞行器动力学风洞试验数据气动力计算精度修正模态振型试验测量数据校验测力构建转动修正评估应用

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飞行器气动力/热高精度快速计算方法及应用研究

飞行器气动力/热高精度快速计算方法及应用研究

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作者：彭科国防科学技术大学

学位级别：博士

飞行器气动设计优化是方案设计的重要部分,实现高效、高性能气动设计优化的关键在于气动力/热高精度快速计算与高效全局优化方法。本文开展飞行器气动力/热特性高精度、快速、通用计算方法,序列近似优化方法及相关应用研究,取得一系列... 详细信息

飞行器气动设计优化是方案设计的重要部分,实现高效、高性能气动设计优化的关键在于气动力/热高精度快速计算与高效全局优化方法。本文开展飞行器气动力/热特性高精度、快速、通用计算方法,序列近似优化方法及相关应用研究,取得一系列研究成果。研究了飞行器气动力特性高精度快速数值计算方法。将飞行器定常绕流流动区域分为湍流控制区、层流控制区与无粘流动控制区,将这三个区域应用不同的粘性模型,流动控制方程依次取为Favre平均N-S方程组、层流N-S方程组与欧拉方程组,推导了粘性模型分区设置控制方程的统一形式,大幅降低了控制方程复杂度;基于已知状态流场定常解,提出了高效、通用的飞行器定常绕流数值求解的流场初始化方法,提高了流场初始化质量,改善了流场数值求解的计算稳定性,加快了收敛速度;提出了基于简化条件下飞行器绕流定常解的高效、通用的计算域剪裁方法,最大限度缩减了计算域,减少网格量;采用风洞试验数据验证了相关方法。本文方法在不影响定解问题对物理问题抽象精度的前提下,大幅降低了飞行器定常绕流数值模拟定解问题的求解计算量,显著提高了飞行器定常绕流数值模拟效率,实现了飞行器气动力特性高精度快速数值计算。研究了飞行器气动热特性高精度快速计算方法。基于轴对称比拟法构建了飞行器壁面气动热计算模型;建立了飞行器边界层外缘参数计算模型;建立了飞行器壁面相邻网格节点间流线尺度因子与流动参数、几何参数的数学关系,提出了流线尺度因子显式推进求解方法,避免了复杂的流线求解问题,有效提高了求解效率;建立了壁面气动热特性推进求解方法;采用风洞试验数据验证了相关方法,计算精度符合工程设计需要。深入研究并改进了序列近似优化方法。提出了基于拟随机序列的试验设计方法,建立了试验设计过程样本点接受准则与具体采样步骤,该方法计算量小,得到的样本数据分布性能良好,且对标准超立方空间与约束空间内的试验设计问题皆适用;建立了基于样本点局部密度的高斯径向基函数核宽度的解析确定方法,避免了在求解过程带来新的计算量,形成了高效、可靠、高精度的近似建模方法;建立了包含可行区域定位采样、潜在可行区域探索采样、潜在最优点采样三个阶段的多阶段自适应采样点更新方法,采样过程通过自适应距离约束函数,实现新采样点与已有采样点距离的自适应调整,基于近似模型精度建立了各采样阶段结束判据;建立了改进的序列近似优化方法。算例分析表明,本文方法是高效、可靠的全局优化方法,可显著降低原始模型的调用次数,适于解决基于复杂模型的优化设计问题。以栅格翼布局固体运载火箭为对象,研究了飞行器气动力/热高精度快速计算方法应用问题。在给出固体运载火箭总体方案、初步外形与初始弹道的基础上,以气动阻力沿弹道引起的动量损失最小为出发点推导运载火箭外形优化目标函数的数学表述,充分考虑气动热约束建立了整流罩外形优化问题。基于本文气动力/热特性高精度计算方法与改进序列近似优化方法,完成了整流罩气动外形优化,优化方案满足防热、容积条件等约束,目标函数较基线方案减小11.7%。在完成整流罩外形优化的基础上,分别考虑将常规构型栅格翼与前缘后掠栅格翼作为火箭气动稳定面与控制面,完成了这两种构型栅格翼外形高效优化,二者优化结果都满足设计约束要求,后者性能优势更为显著。相对基线方案,整流罩与前缘后掠栅格翼优化后运载火箭最大有效载荷质量可由50.2kg增加至63.9kg。论文深入细致地研究了飞行器气动力/热特性高精度计算方法与改进序列近似优化方法,相关方法对复杂外形飞行器气动设计问题具有良好适应性,可推广应用于其它类型飞行器外形设计优化。

关键词：气动力计算飞行器绕流数值模拟流动控制方程流场初始化计算域剪裁气动热计算轴对称比拟流线尺度因子序列近似优化试验设计径向基函数采样点更新栅格翼运载火箭外形优化

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高超声速气动力及激波位置快速计算方法研究

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航空工程进展 2013年第1期4卷 28-36,70页

作者：段焰辉蔡晋生汤永光西北工业大学航空学院西安710072

采用快速计算方法进行高超声速气动力计算时,影响计算精度的关键问题主要在于模型面网格的划分和计算方法的选取。采用一种灵活实用的结构化面网格划分策略,使得模型的各个部件能分别选择合适的计算方法;发展一种基于近似流线的二阶激... 详细信息

采用快速计算方法进行高超声速气动力计算时,影响计算精度的关键问题主要在于模型面网格的划分和计算方法的选取。采用一种灵活实用的结构化面网格划分策略,使得模型的各个部件能分别选择合适的计算方法;发展一种基于近似流线的二阶激波膨胀波方法,该方法可以用于多种具有三维流场特性的部件,不仅降低对使用者的经验依赖,还能提高计算精度;配合激波位置计算方法,可以较为准确地计算模型的激波位置,保证边界层外缘参数的计算精度;粘性力计算使用基于起始面元修正的Spalding-Chi方法和参考温度方法。通过对四个典型算例的计算与分析,表明本文发展的高超声速气动力计算方法具有较高的计算精度,能够作为高超声速飞行器初步设计阶段的气动力快速分析工具。

关键词：高超声速飞行器气动力计算激波位置粘性力

来源：评论

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弹丸空气动力的一个计算方法