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小展弦比飞翼布局飞机横向涡流控制气动机理

航空学报 2009年第5期30卷 806-811页

作者：孔轶男王立新王光学洪俊武北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

为增加小展弦比飞翼布局飞机横向控制效能,设计了可提供飞机滚转力矩的涡流控制方案,在此基础上研究了三角翼前缘非对称垂直喷流对前缘涡破裂位置和结构的影响。应用三维任意坐标系下的雷诺平均N-S方程数值模拟方法和Spalart-Allmaras... 详细信息

为增加小展弦比飞翼布局飞机横向控制效能,设计了可提供飞机滚转力矩的涡流控制方案,在此基础上研究了三角翼前缘非对称垂直喷流对前缘涡破裂位置和结构的影响。应用三维任意坐标系下的雷诺平均N-S方程数值模拟方法和Spalart-Allmaras方程湍流模型,对小展弦比飞翼布局飞机前缘非对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究分析。结果表明:与无喷流情况相比,喷流速度、喷口压力、飞行迎角的不同造成了涡破裂点的改变以及涡的强度和涡轴位置的变化,这些因素最终引起流场变化,并产生不对称力和力矩;喷流产生的直接力和力矩与飞行状态无太大关系;垂直喷流在进行横向控制同时产生较小的偏航力矩,对阻力的影响也较小。

关键词：小展弦比飞翼涡流涡流控制前缘喷流涡破裂涡轴位置

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DLR-F4翼身组合体的阻力计算

空气动力学学报 2003年第4期21卷 454-458页

作者：王运涛王光学洪俊武陈作斌中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

为了考察自行研发的CFD软件的计算能力和阻力计算精度,本文采用LU SGS方法、MUSCL差分格式和Baldwin Lomax代数湍流模型,数值模拟了AIAA阻力计算工作室提供的DLR F4翼身组合体的绕流流场,综合分析了case1和case2的气动力的计算结果,并与... 详细信息

为了考察自行研发的CFD软件的计算能力和阻力计算精度,本文采用LU SGS方法、MUSCL差分格式和Baldwin Lomax代数湍流模型,数值模拟了AIAA阻力计算工作室提供的DLR F4翼身组合体的绕流流场,综合分析了case1和case2的气动力的计算结果,并与NASAChristopherL.Rumsey采用CFL3D6.0和AFRL/VAACDonW.Kinsey采用Cobalt60提供的两组计算结果以及AGARD提供的两种不同风洞的测力试验结果作了比较。计算结果表明,本文计算精度与国外CFD软件相当。为了提高激波/边界层干扰的模拟精度,今后要重点加强湍流模型的应用研究。

关键词： CFD软件阻力系数计算精度 DLR—F4翼身组合体飞机绕流流场

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半展长襟翼梯形翼构型数值模拟技术研究

空气动力学学报 2016年第4期34卷 456-460页

作者：刘刚洪俊武李伟杨小川中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所四川绵阳621000

基于雷诺平均的Navier-Stokes方程和拼接结构网格技术,采用MUSCL格式和SST湍流模型,研究了网格密度对半展长襟翼梯形翼高升力构型的数值模拟结果的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的,试验结果包括... 详细信息

基于雷诺平均的Navier-Stokes方程和拼接结构网格技术,采用MUSCL格式和SST湍流模型,研究了网格密度对半展长襟翼梯形翼高升力构型的数值模拟结果的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的,试验结果包括了总体气动特性、压力分布。研究内容主要包括网格密度对收敛历程、气动力特性、压力分布和表面流线的影响,以及气动力特性随迎角的变化。研究表明,Ma=0.15,α=16.7°时,网格密度对收敛历程、典型站位压力分布和表面流态基本没有影响,气动力特性随网格密度单调变化;采用不同密度的网格,典型剖面的压力分布与试验结果吻合良好;与修正后的试验数据相比较,数值模拟得到的失速迎角前的气动力系数与试验结果吻合良好。

关键词：梯形翼网格规模数值模拟气动特性压力分布

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不同襟翼偏角梯形翼构型气动特性数值模拟

航空学报 2015年第6期36卷 1823-1829页

作者：王运涛李松孟德虹洪俊武杨小川中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶离散精度的单调迎风格式(MUSCL),结合剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼高升力构型襟翼偏角变化对气动特性的影响。主要目的是进一步确认Tris... 详细信息

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶离散精度的单调迎风格式(MUSCL),结合剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼高升力构型襟翼偏角变化对气动特性的影响。主要目的是进一步确认Trisonic Platform(TRIP)软件模拟高升力梯形翼不同襟翼偏角引起微小气动特性变化的能力。首先,简要介绍了采用的计算方法;其次,介绍了两种襟翼偏角的梯形翼模型及风洞试验;最后,在网格收敛性研究的基础上,采用全湍流和转捩两种方式模拟了梯形翼构型不同襟翼偏角对气动特性的影响。与试验数据的对比结果表明,采用全湍流和转捩两种方式均可以较好地模拟不同襟翼偏角对气动特性的影响量,采用γ-Reθ转捩模拟方式可以提高梯形翼构型气动特性的模拟精度,失速迎角附近的气动特性模拟需要进一步研究。

关键词： RANS方程 TRIP软件转捩模型流场模拟气动特性

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多重拼接网格技术应用研究

空气动力学学报 2007年第1期25卷 45-49,54页

作者：洪俊武梁孝平王光学庞宇飞中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

利用多重拼接网格技术对三种不同类型的计算外形进行了内外流场的数值模拟,并将计算结果与单重对接和单重拼接的结果进行了对比,计算结果表明多重拼接网格技术在没有降低计算精度的情况下,大大简化了网格生成,同时可以把计算速度提高一... 详细信息

利用多重拼接网格技术对三种不同类型的计算外形进行了内外流场的数值模拟,并将计算结果与单重对接和单重拼接的结果进行了对比,计算结果表明多重拼接网格技术在没有降低计算精度的情况下,大大简化了网格生成,同时可以把计算速度提高一个量级左右,取得了令人满意的效果。

关键词：多重网格拼接网格数值模拟

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主动流动控制技术的初步数值研究

空气动力学学报 2005年第4期23卷 402-407页

作者：洪俊武陈晓东张玉伦陈作斌中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

利用亚跨超CFD软件平台2.0版本(trip2.0)对几种常见的流动主动控制技术进行了数值模拟,对包括进气道和襟翼等几个算例的流场进行了定常和非定常求解,获得了合理的计算结果,为今后的进一步深入研究打下了良好基础。

关键词：非定常主动控制数值试验

以评促学,据评施教——以“古代的村落、集镇和城市”为例

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历史教学（上半月） 2024年第3期 30-36页

作者：朱洪俊杭州市临平区教育发展研究学院

在教学活动中,教学评估、学生的学、教师的教聚焦同一个目标,以学为中心,从教学后的“评”走向教学前的“评”,形成“评—学—教”模式。从教学目标走向学习目标,将聚焦学习目标的评估靶环嵌入教学过程,以评促学,据评施教,优化教学方式... 详细信息

在教学活动中,教学评估、学生的学、教师的教聚焦同一个目标,以学为中心,从教学后的“评”走向教学前的“评”,形成“评—学—教”模式。从教学目标走向学习目标,将聚焦学习目标的评估靶环嵌入教学过程,以评促学,据评施教,优化教学方式,贯通自主学习、合作学习和探究学习,助力学生成为真问题的独立探究者。

关键词：教学评学习目标评估靶环古代村落

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TRIP2.0_SOLVER的开发与应用

空气动力学学报 2007年第2期25卷 163-168,188页

作者：王运涛张玉伦洪俊武王光学中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

本文介绍了“亚跨超CFD软件平台”2.0版本流场解算器部分(TRIP2.0_SOLVER)的开发工作和应用情况,重点是结构网格部分的开发工作,包括对接网格、拼接网格、重叠网格等多种网格拓扑结构。TRIP2.0_SOLVER采用有限体积法离散雷诺平均的N-S方... 详细信息

本文介绍了“亚跨超CFD软件平台”2.0版本流场解算器部分(TRIP2.0_SOLVER)的开发工作和应用情况,重点是结构网格部分的开发工作,包括对接网格、拼接网格、重叠网格等多种网格拓扑结构。TRIP2.0_SOLVER采用有限体积法离散雷诺平均的N-S方程,数值模拟绕流飞行器的空间流场和飞行器的气动特性,本文从软件已经具备的基本功能,用户界面的开发、软件测试和和多种网格拓扑结构的应用等四个方面总结了亚跨超CFD软件平台流场解算器(TRIP2.0_SOLVER)的工作进展情况。

关键词： TRIP2.0_SOLVER 基本功能用户界面验证与确认

超大规模气动弹性数值模拟软件研制(2017)

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空气动力学学报 2018年第6期36卷 1019-1026页

作者：王运涛孟德虹孙岩洪俊武中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000

在国家重点研发计划"数值飞行器原型系统开发"(2016YFB0200700)的支持下,超大规模气动弹性数值模拟软件的开发工作已经正式进入实施阶段。本文简要介绍了软件的研制进展情况,主要包括超大规模结构网格生成技术、基于超大规模结构网格的... 详细信息

在国家重点研发计划"数值飞行器原型系统开发"(2016YFB0200700)的支持下,超大规模气动弹性数值模拟软件的开发工作已经正式进入实施阶段。本文简要介绍了软件的研制进展情况,主要包括超大规模结构网格生成技术、基于超大规模结构网格的动网格技术、超大规模气动弹性数值模拟软件的确认以及下一步研究工作计划等方面。实现了百亿量级高质量静态结构网格生成及数值模拟,十亿量级结构网格的高质量自动变形;开展了超大规模气动弹性数值模拟软件静态结构网格生成、结构网格自动变形、气动/结构数据传递等主要功能模块的并行效率与并行一致性测试工作;结合CRM机翼/机身/平尾构型和AGARD445.6机翼两个典型三维静气动弹性问题和颤振问题,通过与相应试验结果的对比,开展了千万量级网格规模气动弹性数值模拟软件的确认工作。

关键词：数值飞行器气动弹性超大规模计算数值模拟气动特性