检索结果-内蒙古大学图书馆

计算力学学报 2012年第1期29卷 13-18页

作者：杨恺高效伟东南大学工程力学系南京210096 大连理工大学航空航天学院工业装备结构分析国家重点实验室大连116023

运用快速算法对高超声速飞行器外表面的一些关键部位经受的气动热环境进行计算分析。在理论和经验公式的基础上,利用轴对称比拟法考虑攻角影响,采用局部相似性解及参考焓等方法确定飞行器有攻角再入的表面气动加热,发展了一套高超声速... 详细信息

运用快速算法对高超声速飞行器外表面的一些关键部位经受的气动热环境进行计算分析。在理论和经验公式的基础上,利用轴对称比拟法考虑攻角影响,采用局部相似性解及参考焓等方法确定飞行器有攻角再入的表面气动加热,发展了一套高超声速飞行器关键部位气动热的计算方法。以钝锥为算例对计算方法进行了验证,结果表明,本文所述方法具有较高的效率和精度。

关键词：高超声速关键部位气动热计算工程算法

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高分辨率有限差分-有限元混合方法及其在气动热计算中的应用

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空气动力学学报 1997年第4期15卷 462-467页

作者：段占元童秉纲姜贵庆中国科学技术大学研究生院北京100039 北京空气动力学研究所

在文献［1］结合NND格式思想［2］提出的有限元格式基础上，给出一种有限差分－有限元混合方法。通过求解完全Navier－Stokes方程，得到了高超声速情况下钝头体轴对称绕流的较满意结果，同时讨论了网络Re数对驻点热流的影响。

关键词：高超声速流热流有限差分有限元气动热计算

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高超声速钝头体绕流气动热计算的数值格式研究中存在的问题

高超声速钝头体绕流气动热计算的数值格式研究中存在的问题

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第六届中国航空学会青年科技论坛

作者：钱战森杨希明李椿萱中国航空工业空气动力研究院北京100012 中国航空工业空气动力研究院辽宁沈阳 110034 北京航空航天大学北京100191

本文介绍了高超声速钝头体扰流气动热数值计算格式中存在的问题和一些经验性的处理方法,特别针对红玉现象做了较为详细的描述并介绍了一些经验性的处理方法，还提出了高超声速钝头体计算的起动问题，以期引起研究人员的注意，共同探讨... 详细信息

本文介绍了高超声速钝头体扰流气动热数值计算格式中存在的问题和一些经验性的处理方法,特别针对红玉现象做了较为详细的描述并介绍了一些经验性的处理方法，还提出了高超声速钝头体计算的起动问题，以期引起研究人员的注意，共同探讨解决这些问题。

关键词：高超声速流动钝头体绕流气动热计算数值格式

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高超声速钝头体绕流气动热计算的数值格式研究中存在的问题

高超声速钝头体绕流气动热计算的数值格式研究中存在的问题

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探索创新交流——第六届中国航空学会青年科技论坛

作者：钱战森杨希明李椿萱中国航空工业空气动力研究院北京航空航天大学

本文介绍了高超声速钝头体扰流气动热数值计算格式中存在的问题和一些经验性的处理方法,以期引起研究人员的注意,共同探讨解决这些问题。

关键词：气动热计算高超声速流动数值格式钝头体绕流

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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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高精度格式与高分辨率格式及其在复杂流场计算中的应用

高精度格式与高分辨率格式及其在复杂流场计算中的应用

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2006中国工程热物理学会热机气动力学学术会议

作者：王保国刘淑艳姜国义张峰李翔于勇北京理工大学机电工程学院北京100081

高阶格式包括高精度格式与高分辨率格式两个不同的重要概念,它们在适用的范围上有共性但又有严格的区别.在格式的构建上,相比之下,高分辨率格式较高精度格式难得多.本文从8个方面详细讨论了高精度格式与高分辨率格式在相关领域中的应用... 详细信息

高阶格式包括高精度格式与高分辨率格式两个不同的重要概念,它们在适用的范围上有共性但又有严格的区别.在格式的构建上,相比之下,高分辨率格式较高精度格式难得多.本文从8个方面详细讨论了高精度格式与高分辨率格式在相关领域中的应用并给出了大量算例,这对澄清人们对高阶格式的认识,弄清它们各自的适用范围是十分必要的.大量的数值计算与研究表明:对于复杂流场,尤其是既考虑激波与边界层相互作用,又考虑壁面传热问题的流场,用低阶数值格式计算是无法得到与实验相接近的数值结果的,因此发展高阶格式对解决高速飞行器的气动热计算及热防护问题、对处理航空发动机高温涡轮流场的三维计算及气膜冷却问题都是至关重要的。

关键词：高精度格式高分辨率格式高速飞行器气动热计算涡轮流场

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冷屏系统在空间起动过程中制冷机理的研究

冷屏系统在空间起动过程中制冷机理的研究

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作者：赵丽兰州交通大学

学位级别：硕士

空间低温制冷技术的研究与应用是当前国防事业发展倍受关注的话题,由此领域衍变出的隐身技术的研究也是当前空间技术发展中很重要的部分。制冷剂通过空间的相变制冷,使冷屏表面温度降低,可有效降低表面的红外反探测能力,实现红外隐身。... 详细信息

空间低温制冷技术的研究与应用是当前国防事业发展倍受关注的话题,由此领域衍变出的隐身技术的研究也是当前空间技术发展中很重要的部分。制冷剂通过空间的相变制冷,使冷屏表面温度降低,可有效降低表面的红外反探测能力,实现红外隐身。随着飞行器的相关研究越来越多,空间飞行过程中气动热的问题越来越受到重视。目前对于带有翼型的高超声速飞行器的气动热问题研究较多,但对于结构较特殊的冷屏系统传热规律及制冷机理方面的有关研究鲜有报道,相关研究就显得很有必要。本文结合冷屏系统,以相关理论为基础,分析了冷屏系统在起动过程中的热环境,概括总结了气动热工程算法的基本计算公式和方法。以国内外学者研究成果为理论基础,先建立冷屏外流场三维模型,运用数值模拟计算方法,借助相关分析软件,模拟不同压力下冷屏外流场和表面压力的分布,分析表面温度、压力等的变化规律;再根据冷屏的结构和内部的传热原理,参考相关课题人员所做模型的结构示意图,需在表面装有不同的测点进行测量,用来测出不同控制压力下的冷屏表面的温度分布数值,绘出相关变化曲线,从而得出控制压力的不同对表面温度及压力的影响规律,为了对实验数据有相关的验证,本文使用相关软件模拟计算不同压力参数下,冷屏表面的传热情况,温度及压力等变化规律;再根据相关的传热现象和相关传热理论,得出压力与温度的相关表达式,在前文验证的基础上,再进行对比分析验证;冷屏系统在空间起动过程制冷机理的研究过程中,对相关影响因素的规律进行总结分析,最后确定飞行器进入三相点制冷的参数条件,再总结起动过程中的制冷机理。得出结论如下:冷屏系统在飞行开始的阶段,需经历很复杂的大气环境,该过程会产生大量的气动热,在气动热的作用下冷屏表面会产生激波,导致冷屏头部的温度有所升高,头部区域压力、密度会有显著的上升,在冷屏的中部和底部的结合处,温度、压力及密度的大小逐渐降低。无论静态或是动态,分层蓄液系统模型在真空环境下表面温度在30分钟以内均低于100K;根据节流压比和制冷量的变化关系,得出系统压力过高节流后获得的冷量越大,冷屏在空间所需制冷剂量越大,模拟计算所得的规律,表明模拟计算能够达到预期的目标,获得的结论和相关结构参数的数值对冷屏系统相变制冷的制冷机理的研究具有一定的指导意义和参考价值。

关键词：冷屏系统气动热计算表面传热热流变化制冷机理

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基于形状记忆聚合物的可分离头罩研究

基于形状记忆聚合物的可分离头罩研究

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作者：杨成祚哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

对于现代化作战而言,智能武器因为其高精度与高效能的特点而越发重要。智能弹是具有侦察、制导功能的先进弹药的统称,头罩是用于在智能弹飞行中保护制导元件的装置,在智能弹飞抵工作位置后即抛离头罩。针对传统的机械分离装置可靠性差,... 详细信息

对于现代化作战而言,智能武器因为其高精度与高效能的特点而越发重要。智能弹是具有侦察、制导功能的先进弹药的统称,头罩是用于在智能弹飞行中保护制导元件的装置,在智能弹飞抵工作位置后即抛离头罩。针对传统的机械分离装置可靠性差,重量大的缺点,本文提出了一种基于形状记忆聚合物的分离装置,为实现头罩的可靠分离,本文研究了新型头罩的气动热环境、形状记忆材料的记忆性能,以及头罩的安全分离等关键问题。建立了智能弹流场分析模型,通过计算流体力学求解得到了不同速度下智能弹的飞行阻力系数,结合运动学微分方程,得到了不同发射角度与发射速度下智能弹飞行的运动轨迹。根据智能弹在飞行过程中的运动参数,对不同时刻下的智能弹流场气动热进行了仿真,结果表明,气动热效应主要集中在前4秒左右。由于气动阻力与飞行高度变化,4秒以后智能弹壁面温度与相应海拔高度的大气温度相关。通过流体计算得到的温度条件对具有可分离头罩智能弹进行了流固耦合传热计算,得到了不同工况下形状记忆聚合物固定环的温度分布。计算表明,气动热无法保证形状记忆聚合物固定环长时间在玻璃化转变温度以上,因此需要外部热源加热。采用E44和固化剂聚醚胺D230制备了一种热致型环氧树脂基形状记忆聚合物材料,对该材料进行了DSC、DMA及形状记忆性能测试,表明材料的玻璃化转变温度与其固化剂和树脂的比例高度相关,固化剂占比分数越高,其转变温度越低;树脂比例分数越高,其转变温度越高。因此可以根据需要的工作条件选择合适比例配方的形状记忆聚合物。热致型形状记忆环氧聚合物记忆效应良好,样品的回复率接近100%,固定率在95%以上。通过对比不同环境温度下的聚合物回复曲线,稍高的温度可以显著减少形状记忆聚合物的回复时间。制备了内嵌镍铬电热丝的形状记忆聚合物复合片,比较了不同电热丝排布方式对回复性能造成的影响,S型排布方式为最佳选择。并通过外接7.2V电压进行了展开测试,14秒内头罩和弹体即可完成解锁。通过嵌套网格的方法耦合计算流体力学与六自由度方程计算,研究了不同工况下对头罩安全性的影响。确定了头罩与弹体的最短间距作为判断头罩分离是否安全的条件,通过坐标变换与参数方程求极值的方法给出了求解方法。对比不同攻角下的弹体分离情况,正攻角与负攻角情况下头罩会迅速偏离弹体从而相对安全,而零攻角工况的安全性较差。比较不同高度与马赫数对于分离过程的影响,高度对于头罩分离安全性的影响较低,而当马赫数提高时,需要额外考虑增加分离力才能使头罩安全分离。针对零攻角工况最短间距较小的问题,本文提出了采用非对称头罩结构与改变分离力作用位置的方法提高分离过程中安全性,仿真结果表明,这两种方法均可以有效增加分离过程中头罩与弹体的间距。本文研究工作可为智能弹及其它小型飞行器的头罩设计提供参考。

关键词：头罩分离计算流体力学形状记忆聚合物动网格气动热计算

来源：评论

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