检索结果-内蒙古大学图书馆

航空学报 2019年第5期40卷 57-67页

作者：朱志斌尚庆白鹏刘强中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所北京100074

层流分离现象是翼型低雷诺数条件下出现的典型流场特征。层流分离流动中包含流动分离、转捩、再附等非定常流动结构,层流分离流动的形成与演化会对翼型气动特性产生恶化作用。采用大涡模拟(LES)方法对低雷诺数范围内不同雷诺数下的翼型... 详细信息

层流分离现象是翼型低雷诺数条件下出现的典型流场特征。层流分离流动中包含流动分离、转捩、再附等非定常流动结构,层流分离流动的形成与演化会对翼型气动特性产生恶化作用。采用大涡模拟(LES)方法对低雷诺数范围内不同雷诺数下的翼型层流分离流动开展精细数值模拟,研究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及作用机理。LES方法采用隐式亚格子模型,基于结构化拼接网格,对流项离散和时间推进方法分别采用AUSM^+格式以及双时间步方法。验证算例计算结果表明数值模拟方法的正确性及可靠性,雷诺数对翼型气动特性具有显著影响。随雷诺数降低,时均分离泡外形增大、位置后移,平均阻力系数增大,特别是在较低雷诺数下,翼型升阻力系数随时间出现振荡现象。进一步研究表明,造成不同时均分离泡形态和气动特性的原因在于翼型上表面分离剪切层的失稳与转捩特征。随雷诺数降低,流动黏性增大,导致分离剪切层速度梯度减小,流动发生转捩及再附位置后移,直至翼型表面不再发生转捩和再附。

关键词：低雷诺数翼型层流分离转捩大涡模拟(LES)

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适用于超声速流场计算的有限体积紧致算法

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航空动力学报 2015年第10期30卷 2481-2487页

作者：朱志斌袁湘江陈林中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所北京100074

结合紧致格式与有限体积法两者的优点,提出了一种基于有限体积的紧致算法.采用特征处理的通量限制方法抑制紧致格式在间断附近的非物理振荡,将该算法应用于航天领域超声速流场的数值模拟.通过计算典型算例,并与其他格式计算结果进行对比... 详细信息

结合紧致格式与有限体积法两者的优点,提出了一种基于有限体积的紧致算法.采用特征处理的通量限制方法抑制紧致格式在间断附近的非物理振荡,将该算法应用于航天领域超声速流场的数值模拟.通过计算典型算例,并与其他格式计算结果进行对比,证明了该算法能够无振荡捕捉各种间断,且对波系结构的刻画最为锐利,并能够精细分辨小尺度流场结构,计算结果与精确解最为接近.

关键词：超声速流动有限体积法紧致格式高精度高分辨率非物理振荡

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飞行器气动参数估计不确定度评价方法研究

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航空学报 2013年第9期34卷 2057-2063页

作者：王贵东陈则霖刘子强中国航天空气动力技术研究院气动理论与应用研究所北京100074

为了有效地利用飞行器气动参数估计结果,必须同时给出估计结果的不确定度,因此研究了不确定度评价方法。当试验样本较多时,样本标准差具有明确的统计含义,比分散度能够更好地描述参数估计的不确定度。对于单个试验样本,基于不确定度椭... 详细信息

为了有效地利用飞行器气动参数估计结果,必须同时给出估计结果的不确定度,因此研究了不确定度评价方法。当试验样本较多时,样本标准差具有明确的统计含义,比分散度能够更好地描述参数估计的不确定度。对于单个试验样本,基于不确定度椭球导出的C-R(Cramer-Rao)界是参数估计不确定度最好的理论预测,但利用飞行实测数据得到的C-R界普遍比样本标准差小。鉴于此,通过在低频有色噪声的基础上构造白噪声的方法,得到了一种C-R界修正方法,并通过仿真算例验证了修正方法的正确性。最后,将C-R界修正方法应用于飞行实测数据,得到的修正C-R界与利用多次飞行试验参数估计结果计算的样本标准差比较一致,表明该修正方法能够较好地给出参数估计的不确定度区间。

关键词：空气动力学飞行力学参数估计不确定度评价飞行试验样本标准差 Cramer—Rao界

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钝头双锥喷流致冷流场结构及密度脉动特性

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航空动力学报 2019年第7期34卷 1425-1432页

作者：朱志斌潘宏禄程晓丽中国航天科技集团有限公司中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所

采用大涡模拟方法对钝头双锥喷流致冷流场开展了数值模拟,研究了超声速喷流混合流场结构特征及密度脉动特性。大涡模拟方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runger-Kutta方法。数值模拟清晰... 详细信息

采用大涡模拟方法对钝头双锥喷流致冷流场开展了数值模拟,研究了超声速喷流混合流场结构特征及密度脉动特性。大涡模拟方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runger-Kutta方法。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系结构,精细地预测了流动发生失稳、转捩以及发展为充分发展湍流的物理过程,直接获得了流场密度脉动特性。通过有、无喷流状态对称面流场的对比,发现超声速喷流能够有效冷却光学窗口;喷流与主流形成的混合层不稳定,很快发生失稳和转捩,形成大尺度湍流结构,进而引起强烈的密度脉动。此外,获得了钝头双锥整体模型喷流致冷流场的空间发展形态特征。

关键词：超声速喷流致冷混合层转捩/湍流大涡模拟

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超声速飞行器FADS系统实时解算设计与验证

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空气动力学学报 2018年第4期36卷 561-570页

作者：陈广强刘吴月豆修鑫周伟江杨云军豆国辉中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所北京100074

针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解... 详细信息

针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间<1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差<0.1,迎角和侧滑角的测量误差均<1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。

关键词：超声速飞行器风洞试验嵌入式大气数据传感系统神经网络计算流体力学数字信号处理

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吸气式空空导弹FADS系统标定研究

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实验流体力学 2018年第5期32卷 89-95页

作者：陈广强豆修鑫杨云军周伟江豆国辉中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所北京100074

针对自主研发的吸气式空空导弹FADS系统,利用FD-12风洞对其进行了标定研究。分析了风洞标定试验的技术特点,提出一种采用变支杆长度方法避开风洞试验台阶波的标定方案,包括支杆设计、模型加工、安装以及测压管路气密性检测等,在风洞中... 详细信息

针对自主研发的吸气式空空导弹FADS系统,利用FD-12风洞对其进行了标定研究。分析了风洞标定试验的技术特点,提出一种采用变支杆长度方法避开风洞试验台阶波的标定方案,包括支杆设计、模型加工、安装以及测压管路气密性检测等,在风洞中完成标定试验。试验结果表明:在Ma2.0～3.5范围内,FADS系统的测量误差精度全部达到设计目标,其中静压误差≤490Pa(≤3%)、马赫数误差≤0.1、迎角和侧滑角误差≤0.5°;与首次标定相比,各来流参数测量误差均减小,特别是Ma2状态下,静压最大相对误差由11.5%降低到3.0%,马赫数最大误差由0.15下降到0.10,迎角最大误差由2.5°降低到0.5°,侧滑角最大误差由1.2°降低到0.5°。研究结果可为FADS系统设计提供技术参考。

关键词：吸气式空空导弹嵌入式大气数据传感系统风洞试验标定台阶波

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真实气体效应对等离子体鞘套及电磁参数的影响

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航空动力学报 2022年第8期37卷 1579-1586页

作者：李俊红吕俊明苗文博程晓丽中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所北京100074 中国航天科技集团有限公司航天飞行器气动热防护实验室北京100074

针对高速飞行器高超声速飞行环境,建立了热化学非平衡流动数值模拟技术,并对计算方法的可靠性进行了验证,接着开展了真实气体效应对飞行器等离子体鞘套及其电磁参数的影响规律分析。结果表明:飞行器物面中心线等离子体密度峰值与飞行试... 详细信息

针对高速飞行器高超声速飞行环境,建立了热化学非平衡流动数值模拟技术,并对计算方法的可靠性进行了验证,接着开展了真实气体效应对飞行器等离子体鞘套及其电磁参数的影响规律分析。结果表明:飞行器物面中心线等离子体密度峰值与飞行试验符合良好;对于碰撞频率,沿滞止流线,双温模型以及Park反应模型对等离子体碰撞频率的影响趋势是一致的;对于相对介电常数,除激波附近,流场其他区域的实部接近1,激波附近小于1,虚部沿滞止流线逐渐升高;双温模型以及Park反应模型对相对介电常数实部和虚部的影响趋势是一致的。

关键词：热化学非平衡等离子体鞘套真实气体效应双温模型电磁参数

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高温非平衡流地面试验及数值模拟

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航空动力学报 2023年第11期38卷 2574-2582页

作者：李俊红苗文博谌君谋程晓丽中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所北京100074 中国航天科技集团有限公司航天飞行器气动热防护试验室北京100048

基于高温非平衡流动数值计算和试验验证不足的现状,发展了高温流场地面试验模拟技术与流场显示技术。分别在FD-21高焓激波风洞和FD-20常规激波风洞中,开展了高温非平衡流动地面试验,获得了半圆球空间流场结构和气动加热结果。同时,针对... 详细信息

基于高温非平衡流动数值计算和试验验证不足的现状,发展了高温流场地面试验模拟技术与流场显示技术。分别在FD-21高焓激波风洞和FD-20常规激波风洞中,开展了高温非平衡流动地面试验,获得了半圆球空间流场结构和气动加热结果。同时,针对典型高超声速飞行环境,建立了高空高超声速热化学非平衡流动数值模拟技术,并利用地面试验对计算方法的可靠性进行了验证,试验模型半径20 mm和60 mm的半圆球。计算结果表明:(1)风洞来流参数经过数值计算对比验证,其测得的来流压力和组分可以作为后续数值模拟方法的输入条件。(2)对典型半圆球模型进行了流场数值模拟,并对比分析了半圆球热流试验结果与计算结果。表明双温模型(热化学非平衡模型-2T)计算与试验吻合良好;非催化壁面条件下,总温为2700 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为11.6%;总温为4050 K时,2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为17.5%。(3)计算结果获得的试验纹影(圆球脱体激波距离)与吻合良好;非催化壁面条件下,2T模型激波脱体距离与纹影的相对误差为-1.9%~0.86%。

关键词：高温非平衡激波风洞地面试验激波脱体距离数值模拟

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飞行器变后掠过程中的非定常气动力建模与分析

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飞行力学 2014年第6期32卷 481-484页

作者：刘欣煜白鹏王贵东中国航天空气动力技术研究院空气动力理论与应用研究所北京100074

以一种滑动蒙皮变后掠翼飞行器为研究对象,基于非定常实验数据开展了变后掠过程中的非定常气动力建模研究。运用基于F检验的逐步回归法建立了非定常气动力的多项式模型。结果显示模型能够较好地描述不同变形周期下作用在飞行器上的非定... 详细信息

以一种滑动蒙皮变后掠翼飞行器为研究对象,基于非定常实验数据开展了变后掠过程中的非定常气动力建模研究。运用基于F检验的逐步回归法建立了非定常气动力的多项式模型。结果显示模型能够较好地描述不同变形周期下作用在飞行器上的非定常气动力,分析表明非定常滞回曲线的相位漂移现象是由于机翼加速运动对周围流场产生影响所致。

关键词：滑动蒙皮可变形飞行器非定常气动力建模

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闭环气动参数辨识的两步方法

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飞行力学 2010年第2期28卷 16-19页

作者：王贵东崔尔杰刘子强中国航天空气动力技术研究院气动理论与应用研究所北京100074

对于闭环控制飞行器动力学系统,如果输入输出数据中含有误差和噪声,将其直接用于辨识气动参数是有偏差的。针对这个问题,利用闭环控制飞行仿真数据,采用两步方法辨识飞行器的气动参数,并与直接开环辨识的结果及参数真值进行对比,表明两... 详细信息

对于闭环控制飞行器动力学系统,如果输入输出数据中含有误差和噪声,将其直接用于辨识气动参数是有偏差的。针对这个问题,利用闭环控制飞行仿真数据,采用两步方法辨识飞行器的气动参数,并与直接开环辨识的结果及参数真值进行对比,表明两步方法辨识结果较直接开环辨识方法具有更高的精度,是一种有效的闭环气动参数辨识方法。

关键词：闭环系统气动参数辨识极大似然估计

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