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Enhancement on parallel unstructured overset grid method for complex aerospace engineering applications

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Chinese Journal of Aeronautics 2023年第1期36卷 115-138页

作者： Tianhang XIAO Haolin ZHI shuanghou deng Zhaolin CHEN Xinying LI College of Aerospace Engineering Nanjing University of Aeronautics and AstronauticsNanjing 210016China China Special Vehicle Research Institute Jingmen 448035China

In the present study,an efficient overset grid method by means of parallel implicit hole-cutting is proposed for the sake of simulating unsteady flows in aerospace engineering involving multiple bodies in relative movement.In view of the degraded computational efficiency and robustness for conventional overset grid assembly,several innovative techniques are developed within the overset grid assembly process,viz.,a bookkeeping alternative digital tree method to speed up the donor-cell searching,a fast parallel advancing front algorithm to accelerate the wall-distance calculation and a message-passing strategy with efficient information communication and lower storage expenditure within distributed computational architecture.The contribution of the developed techniques is evidenced by comparison with the existing alternative ways in terms of computing efficiency.Subsequently,the overset grid method is embedded into an inhouse programed URANS solver to examine its capability in predicting the flow field of complex applications such as helicopter,store separation and component deploying.Results show that the developed overset grid methodology is,in practice,able to resolve the aerodynamic characteristics of complex aerospace engineering with a high-fidelity flow topology and accuracy.

关键词： Alternative digital tree Implicit hole-cutting Overset grid assembly Parallel computing Wall distance

Aerodynamic performance enhancement of co-flow jet airfoil with simple high-lift device

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Chinese Journal of Aeronautics 2021年第9期34卷 143-155页

作者： Haolin ZHI Zhenhao ZHU Yujin LU shuanghou deng Tianhang XIAO College of Aerospace Engineering Nanjing University of Aeronautics and AstronauticsNanjing 210016China

The present study performed a numerical investigation to explore the performance enhancement of a co-flow jet(CFJ)airfoil with simple high-lift device configuration,with a specific goal to examine the feasibility and capability of the proposed configuration for low-speed take-off and landing.Computations have been accomplished by an in-house-programmed Reynoldsaveraged Navier-Stokes solver enclosed by k-ωshear stress transport turbulence model.Three crucial geometric parameters,viz.,injection slot location,suction slot location and its angle were selected for the sake of revealing their effects on aerodynamic lift,drag,power consumption and equivalent lift-to-drag ratio.Results show that using simple high-lift devices on CFJ airfoil can significantly augment the aerodynamic associated lift and efficiency which evidences the feasibility of CFJ for short take-off and landing with small angle of attack.The injection and suction slot locations are more influential with respect to the aerodynamic performance of CFJ airfoil compared with the suction slot angle.The injection location is preferable to be located in the downstream of the pressure suction peak on leading edge to reduce the power expenditure of the pumping system for a relative higher equivalent lift-to-drag ratio.Another concluded criterion is that the suction slot should be oriented on the trailing edge flap for achieving more aerodynamic gain,meanwhile,carefully selecting this location is crucial in determining the aerodynamic enhancement of CFJ airfoil with deflected flaps.

关键词： Airfoil Co-flow jet Flow control Aerodynamic performance enhancement Simple high-lift device

基于参数化降阶模型的非线性气动弹性高效分析

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北京理工大学学报 2024年第1期44卷 28-38页

作者：陆召严肖天航常亮邓双厚付碧红高海云中国科学院微小卫星创新研究院上海201304 南京航空航天大学航空学院江苏南京210016

针对非线性气动弹性分析时需要在时域求解多个流场参数条件下结构运动方程而造成的计算消耗过大的问题,提出了一种适用于参数变化时非定常流场高效计算的参数化降阶模型,不仅可以应用于计算机翼等结构的总体气动力还可以得到每个时刻的... 详细信息

针对非线性气动弹性分析时需要在时域求解多个流场参数条件下结构运动方程而造成的计算消耗过大的问题,提出了一种适用于参数变化时非定常流场高效计算的参数化降阶模型,不仅可以应用于计算机翼等结构的总体气动力还可以得到每个时刻的结构表面的流场数据分布,并成功应用于典型机翼的跨声速颤振边界的计算,大大地提高了计算效率.结果显示,单流场条件时降阶模型的计算速度比直接使用时域分析方法提高了3倍;在计算多流场参数条件下,参数化降阶模型相比于使用单流场降阶模型计算速度提高了3.5倍,相较于时域分析方法提高了10倍.

关键词：非定常计算流体力学参数化降阶模型局部线性神经模糊模型非线性气动弹性 Grassmann流形插值

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超声速民机发动机短舱布局对声爆的影响

北京航空航天大学学报 2023年第9期49卷 2267-2278页

作者：肖天航徐雅楠朱震浩邓双厚南京航空航天大学航空学院南京210016

超声速民机较高的飞行速度导致发动机短舱与机翼机身存在强烈的气动干扰,且高速喷流会改变主流的激波系结构,进而影响声爆强度。以超声速民机为研究对象,对不同短舱布局开展数值模拟研究,揭示发动机短舱位置、数量对近场过压信号特性的... 详细信息

超声速民机较高的飞行速度导致发动机短舱与机翼机身存在强烈的气动干扰,且高速喷流会改变主流的激波系结构,进而影响声爆强度。以超声速民机为研究对象,对不同短舱布局开展数值模拟研究,揭示发动机短舱位置、数量对近场过压信号特性的影响规律。数值模拟运用有限体积法在直角网格上求解流体控制方程进行,通过伴随自适应网格加密生成高分辨率网格以精确捕捉近场过压信号。结果表明:发动机进气道唇口激波、尾喷口后缘激波及尾喷流与机体机翼引起的激波系存在强烈的相互干扰,一定程度上增加了近场过压幅值,从而增强了声爆强度。短舱沿弦向前移及置于机翼上方可以有效降低声爆强度,沿展向外移通过抑制尾部各激波的合并也可有效降低声爆强度;在相同总推力前提下,相比三发构型,双发构型能有效降低后体激波强度,但较大尺寸的短舱引起较强的进气道唇口激波。综合考虑喷流噪声和气动阻力因素,翼下双发布局对于新一代超声速民机并非最佳选项。

关键词：超声速民机短舱布局声爆网格自适应笛卡儿网格

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局部振动对火星环境下薄翼型气动性能的影响

北京航空航天大学学报 2023年第11期49卷 2938-2950页

作者：陈肇麟陆政旭肖天航邓双厚南京航空航天大学航空学院飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京210016

火星的稀薄大气环境迫使无人机在亚临界雷诺数范围工作,低雷诺数层流分离问题给无人机气动性能带来极其不利的影响。同时,火星大气的声速较低,使无人机运行的马赫数更高,压缩效应增强并可能产生激波。为研究火星环境下翼型局部振动的流... 详细信息

火星的稀薄大气环境迫使无人机在亚临界雷诺数范围工作,低雷诺数层流分离问题给无人机气动性能带来极其不利的影响。同时,火星大气的声速较低,使无人机运行的马赫数更高,压缩效应增强并可能产生激波。为研究火星环境下翼型局部振动的流动控制作用,采用基于动网格的数值方法对非定常流场进行模拟。选取NACA5605低雷诺数薄翼型,雷诺数为1.5×10^(4),马赫数为0.43和0.63。时均流场和时均气动力系数结果显示:翼型局部振动能够明显减少时均分离区的大小,起到增升减阻的作用。非定常流场表明流动控制机理在于振动产生的涡流运动抑制了翼型尾缘附近的层流分离。研究了不同振幅、频率和振动位置下的流动控制效果。最佳参数下,马赫数为0.43时升阻比最多提高24.7%,马赫数为0.63时升阻比最多提高52%。

关键词：火星环境低雷诺数层流分离局部振动流动控制

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高超声速滑翔目标拦截弹方案设计与弹道规划

现代防御技术 2023年第5期51卷 39-49页

作者：张祺忻邓双厚周丽朱震浩冯国旭南京航空航天大学航空学院江苏南京210016 航天恒星科技有限公司北京100089

针对高超声速滑翔目标的拦截问题,分析了拦截窗口、拦截方式以及毁伤方式等拦截问题,并提出了拦截弹总体方案及弹道规划需求;开展了拦截弹总体方案设计,设计了一种两级助推的拦截弹方案,确定了推进系统、操纵系统的总体基本参数,并完成... 详细信息

针对高超声速滑翔目标的拦截问题,分析了拦截窗口、拦截方式以及毁伤方式等拦截问题,并提出了拦截弹总体方案及弹道规划需求;开展了拦截弹总体方案设计,设计了一种两级助推的拦截弹方案,确定了推进系统、操纵系统的总体基本参数,并完成了拦截弹气动外形设计与质心定位;构建了拦截弹弹道规划的分析方法和工具,根据设计约束开展了针对HTV-2高超声速滑翔目标的拦截弹道规划研究,采用粒子群算法对弹道进行了求解。结果表明:采用空基拦截的方式可达到预期的最大拦截速度,满足拦截弹拦截滑翔武器的速度约束指标;此外开展了该拦截弹拦截概率评估,确定了针对高超声速滑翔目标可采用分层防御的方式从多个拦截站依次拦截。

关键词：高超声速滑翔武器拦截弹总体设计弹道规划

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军事元宇宙刍议与展望

系统仿真学报 2023年第7期35卷 1421-1437页

作者：张昭郭玉杰赵晓宁孙宝亮邓双厚冯国旭南京航空航天大学航空学院飞行器先进设计技术国防重点学科实验室江苏南京210016 中国航天科技创新研究院北京100176

自元宇宙概念兴起以来,它已被应用到诸多领域。目前,军事智能化、数字化、信息化转型全面推进,元宇宙技术赋能军事将加速新时代军事改革进程。为探讨元宇宙在军事领域的潜在应用,介绍了军事元宇宙若干关键技术及其在军事领域的作用,讨... 详细信息

自元宇宙概念兴起以来,它已被应用到诸多领域。目前,军事智能化、数字化、信息化转型全面推进,元宇宙技术赋能军事将加速新时代军事改革进程。为探讨元宇宙在军事领域的潜在应用,介绍了军事元宇宙若干关键技术及其在军事领域的作用,讨论了军事元宇宙在武器研制与保障、官兵训练与教学、战术指挥与态势感知、体系化协同作战方面的若干潜在应用方向,思考了军事元宇宙目前及未来发展中面临的挑战,并对其未来发展与应用进行了展望。

关键词：元宇宙技术军事元宇宙虚拟现实系统仿真体系对抗

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基于直角网格伴随自适应的声爆预测

北京航空航天大学学报 2023年第9期49卷 2432-2441页

作者：朱震浩肖天航徐雅楠邓双厚张珍铭余雄庆南京航空航天大学航空学院南京210016 上海机电工程研究所上海201109

声爆预测是超声速民机设计关键技术之一,近场过压信号的精确计算是声爆预测的基础和重要环节。针对超声速民机声爆预测问题,发展了基于直角网格伴随自适应的超声速近场求解方法。运用有限体积法求解流体控制方程,以指定近场位置过压值... 详细信息

声爆预测是超声速民机设计关键技术之一,近场过压信号的精确计算是声爆预测的基础和重要环节。针对超声速民机声爆预测问题,发展了基于直角网格伴随自适应的超声速近场求解方法。运用有限体积法求解流体控制方程,以指定近场位置过压值平方的积分作为目标函数,通过求解离散伴随方程获得目标函数对流场残差的敏感度,评估和修正目标函数全局误差,并驱动网格自适应加密,通过局部加密逐渐减小各个网格单元的剩余误差,提高目标函数的计算精度。选取69°后掠三角翼翼身组合体和美国国家航空航天局(NASA)的C25D超声速民机模型进行算例验证并与试验数据对比,结果表明:与流场特征自适应网格方法相比,所提方法能够以更少的网格量,更精确地捕捉流场中的激波和膨胀波,得到更精确的近场过压信号分布,是一种可用于声爆预测的高精度、高效率的超声速近场求解方法。

关键词：超声速民机声爆预测伴随误差估计网格自适应直角网格

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着水初始条件对水陆两栖飞机着水性能的影响

航空学报 2021年第7期42卷 152-163页

作者：卢昱锦肖天航邓双厚支豪林朱震浩陆召严南京航空航天大学航空学院飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京210016

针对着水初始条件对水陆两栖飞机静水面降落性能影响的问题,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ω两方程模型求解非定常流场,耦合流体体积模型捕捉自由液面,结合改进的流场域网格划分策略,并借助任意拉格朗日欧拉方法处理机... 详细信息

针对着水初始条件对水陆两栖飞机静水面降落性能影响的问题,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ω两方程模型求解非定常流场,耦合流体体积模型捕捉自由液面,结合改进的流场域网格划分策略,并借助任意拉格朗日欧拉方法处理机体、网格和水气交界面三者关系。基于上述方法,探讨初始姿态角、下降速度和前飞速度对着水性能的影响,其中驾驶舱与重心位置加速度、气动力与水动力、俯仰角与吃水深度等参数变化被考虑在内,逐步得到最优着水初始条件。结果表明:增大初始姿态角有利于减缓飞机各位置除初次触水过载峰值外过载峰值的变化。当飞机俯仰力矩出现极值时,驾驶舱垂向过载显著大于其他方向和位置过载。减小初始下降速度,各加速度值也随之减小,值得注意的是重心垂向加速度值与初始垂向下降速度平方值存在线性变化关系。着水前飞速度的选取应使得气动升力略大于重力,飞机才能获得更佳的着水性能。

关键词：水陆两栖飞机有限体积法流体体积模型任意拉格朗日欧拉方法驾驶舱过载