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多段翼构型结冰计算方法及结冰影响分析

航空学报 2024年第14期45卷 174-188页

作者：任靖豪王强陈宁立刘宇易贤中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳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绵阳621000

为了揭示不同来流条件下多段翼构型表面结冰特性,针对30P30N增升构型开展了结冰数值模拟研究。在计算方法方面,通过引入最小壁面距离,实现了基于拉格朗日方法的高效液滴收集率计算。采用局部网格拓扑重构技术改善了复杂冰形下网格重构... 详细信息

为了揭示不同来流条件下多段翼构型表面结冰特性,针对30P30N增升构型开展了结冰数值模拟研究。在计算方法方面,通过引入最小壁面距离,实现了基于拉格朗日方法的高效液滴收集率计算。采用局部网格拓扑重构技术改善了复杂冰形下网格重构稳健性差的问题,实现了更加鲁棒的多时间步结冰过程自动化计算能力。基于上述算法,开展了结冰特性及带冰后气动特性模拟,计算结果显示,多段翼结冰区域主要分布在前缘缝翼迎风面、主翼段及襟翼下翼面。在上游部件尾迹的影响下,多段翼表面水滴收集特性呈现显著的动态分布特性。前缘缝翼表面形成的冰角结构及其缝道附近发生的积冰堵塞是导致多段翼构型气动性能退化的主要因素,相比之下襟翼表面结冰对气动特性的影响程度较小。

关键词：结冰模拟多段翼拉格朗日法 Myers模型网格变形

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迎风角对加油稳定伞气动特性的影响

航空动力学报 2024年第7期39卷 95-102页

作者：吴金华黄霞刘志涛郭林亮张磊中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所四川绵阳621000

为研究迎风角对加油稳定伞气动特性的影响,设计了一种1∶1全尺寸可变迎风角加油稳定伞,可真实模拟恒定阻力特征加油稳定伞和自适应变阻力特征加油稳定伞的结构特点,并在FL-14风洞建立了加油稳定伞气动特性测量试验方法,通过试验获得了... 详细信息

为研究迎风角对加油稳定伞气动特性的影响,设计了一种1∶1全尺寸可变迎风角加油稳定伞,可真实模拟恒定阻力特征加油稳定伞和自适应变阻力特征加油稳定伞的结构特点,并在FL-14风洞建立了加油稳定伞气动特性测量试验方法,通过试验获得了不同迎风角对加油稳定伞张开过程、变形结果以及阻力的影响.结果表明:加油稳定伞完全张开所需的风速随迎风角增大呈现增大趋势;相同风速下,迎风角越大加油稳定伞阻力越大;受风载后,恒定阻力特征加油稳定伞迎风角不变,自适应变阻力特征加油稳定伞迎风角减小;1mm骨架片的自适应变阻力特征加油稳定伞在迎风角46°、风速55~75 m/s范围内达到良好的自适应阻力特征调节效果,阻力值基本稳定.

关键词：风洞试验加油稳定伞迎风角气动特性骨架片

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高马赫数内埋武器分离特性数值模拟研究

北京航空航天大学学报 2024年第7期50卷 2113-2122页

作者：陈兵罗磊蒋安林吴晓军张培红贾洪印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

高马赫数(Ma>2)武器舱剪切层和激波更强,其流动特性与通常的亚、跨、超声速武器舱也有所不同,从而可能导致内埋武器的分离特性也不同。基于非结构混合网格流场解算器NNW-FlowStar,在前期针对高马赫数空腔流动模拟建立的改进HLLE++格式... 详细信息

高马赫数(Ma>2)武器舱剪切层和激波更强,其流动特性与通常的亚、跨、超声速武器舱也有所不同,从而可能导致内埋武器的分离特性也不同。基于非结构混合网格流场解算器NNW-FlowStar,在前期针对高马赫数空腔流动模拟建立的改进HLLE++格式和自适应混合网格技术的基础上,采用数值模拟手段对比分析了Ma=4和Ma=2时的内埋武器分离特性,研究了环状板、横柱、锯齿和圆柱阵列等不同前缘流动控制措施对高马赫数(Ma=4)武器分离特性的影响,为高马赫数内埋武器的安全分离方案设计提供指导。研究表明:高马赫数(Ma=4)时,由于武器舱流动特性和武器舱前缘激波的激波角的不同,导致起始时刻内埋武器与武器舱之间的通道效应和分离过程的激波干扰不同,使得高马赫数(Ma=4)时内埋武器的姿态角和俯仰力矩与马赫数为2时差异较大;采取前缘扰流措施后,内埋武器的抬头趋势有所减弱,偏航角有所减小,有利于导弹的安全分离。

关键词：内埋武器分离特性非结构混合网格数值模拟流动控制

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基于PCA降维的气动外形参数化方法

航空学报 2024年第10期45卷 62-81页

作者：余婧蒋安林刘亮吴晓军桂业伟刘深深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

几何参数化建模是气动布局设计的关键技术之一,简洁、高效、准确的几何表征对于提高飞行器设计效率和质量有着至关重要的作用。基于主成分分析(PCA)的特征提取降维,可以在满足几何表征精度的条件下,进一步降低现有参数化方法的维度,更... 详细信息

几何参数化建模是气动布局设计的关键技术之一,简洁、高效、准确的几何表征对于提高飞行器设计效率和质量有着至关重要的作用。基于主成分分析(PCA)的特征提取降维,可以在满足几何表征精度的条件下,进一步降低现有参数化方法的维度,更好地服务于气动布局设计。本文介绍了基于PCA的翼型参数建模方法,分析了采样空间设计、样本数量、采样参数、几何重构方式等各个因素对PCA建模过程中降维能力、基模态特性以及几何表征能力的影响。通过CFD仿真分析,进一步探究PCA建模方法在气动性能表征方面的能力。仿真分析指出:基于PCA的翼型参数化方法,可以在满足几何外形表征精度的条件下降低现有方法参数维度,且其设计参数与几何特性有对应关系,利于在布局设计中加入工程经验;基于同一类采样方式的PCA建模,其模态特性、降维能力和几何外形拟合能力受采样空间、样本数量的影响很小,但对采样方法的参数配置较为敏感;本文所研究的建模方法,可在保证几何表征精度的同时满足气动力表征精度,其在气动布局设计优化中,具有一定的指导意义。

关键词：气动外形优化翼型参数化主成分分析几何参数化本征正交分解

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高超飞行器喷流干扰流场非平衡效应影响分析

航空动力学报 2024年第3期39卷 102-114页

作者：傅杨奥骁高铁锁丁明松刘庆宗江涛董维中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

针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数... 详细信息

针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统(RCS)喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题,基于高温空气及喷流燃气物理化学模型,通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数值模拟,研究了绕流空气非平衡效应、喷流燃气非平衡效应及其综合的流场高温非平衡效应的影响,分析了不同飞行条件下流场高温气体非平衡效应对流场结构及飞行器气动力热特性影响的变化规律。研究表明:绕流空气非平衡效应在高马赫数下影响显著,表现为减小喷流附加推力、降低干扰区热流峰值,随着马赫数升高,其影响逐渐增大;喷流燃气非平衡效应在不同状态下的影响存在差别,在低空状态下,燃气组分主要发生复燃/复合反应,导致喷流附加推力增大、干扰区热流峰值升高,在高空状态下,燃气组分主要发生离解反应,导致喷流附加推力减小、干扰区热流峰值降低,沿弹道高度升高,喷流燃气的复合反应减弱而离解反应增强;为了更加真实地模拟高超声速飞行器RCS喷流干扰流场特性,有必要全面地考虑流场中的高温气体非平衡效应。

关键词：高超声速飞行器反作用控制系统(RCS) 喷流干扰高温气体非平衡效应复燃反应离解反应

带横向喷流效应飞行器的虚拟飞行天平测力装置研制与应用

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航空动力学报 2024年第6期39卷 10-19页

作者：苗磊赵忠良李浩徐志伟周米文中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所四川绵阳621000

为满足某带横向喷流效应飞行器的虚拟飞行风洞试验需求,采用两台独立的4分量天平、传动轴及支撑横梁等组成测力装置同时分别测量前/后两段模型的气动载荷。通过有限元软件计算每台天平的灵敏度,传动轴对天平的干扰以及高压气体对天平的... 详细信息

为满足某带横向喷流效应飞行器的虚拟飞行风洞试验需求,采用两台独立的4分量天平、传动轴及支撑横梁等组成测力装置同时分别测量前/后两段模型的气动载荷。通过有限元软件计算每台天平的灵敏度,传动轴对天平的干扰以及高压气体对天平的影响,结果表明:传动轴对天平力分量基本无影响,对俯仰力矩干扰约2.5%,对偏航力矩干扰约8%,压力对前天平的影响小于2%,对后天平的影响小于9%。基于每台天平的静态校准公式,生成了适用于测力装置的气动载荷计算方法,通过模拟加载验证了计算方法的准确性。最后,通过风洞试验检验了带横向喷流效应的虚拟飞行天平测力装置的整体性能。静态校准和风洞试验数据表明:静态校准数据与有限元分析结果基本一致,测力装置性能稳定、测值准确,满足风洞虚拟飞行试验研究要求。

关键词：虚拟飞行横向喷流风洞天平有限元分析静态校准风洞试验

基于多精度规划窗口的无人机航迹规划方法研究

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系统工程与电子技术 2024年第5期46卷 1767-1776页

作者：余婧吴晓军蒋安林雍恩米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

航迹规划是无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)任务规划系统的核心部分之一,其主要任务是结合战场环境等约束条件,寻找一条安全系数高、满足任务需求且飞行代价小的UAV最优飞行航迹。基于现有蚁群优化(ant colony optimization,ACO)算... 详细信息

航迹规划是无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)任务规划系统的核心部分之一,其主要任务是结合战场环境等约束条件,寻找一条安全系数高、满足任务需求且飞行代价小的UAV最优飞行航迹。基于现有蚁群优化(ant colony optimization,ACO)算法,在其并行能力基础上提出一种多精度规划窗口方法。该方法在初始航迹基础上,进一步针对局部飞行环境特点,自动配置局部规划窗口、规划精度和规划参数,并行地开展多精度窗口航迹调整,可在较短时间内优化出一条适应战场环境的飞行航迹。仿真分析表明,不同战场环境下所需的算法参数配置、规划精度各有不同,通过多精度规划窗口的优化与调整,最终飞行航迹可适应不同战场环境,且具备较好的规划效率与精度。

关键词：无人机航迹规划蚁群优化算法多精度优化优化算法

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表面烧蚀对等离子体的影响及其与电磁场相互作用

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物理学报 2024年第11期73卷 237-250页

作者：丁明松刘庆宗江涛傅杨奥骁李鹏梅杰空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000 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

表面烧蚀显著影响高速流动中等离体子鞘分布及其与电磁场相互作用的特征.考虑高超声速飞行器表面烧蚀引射机制、烧蚀产物参与流场等离子体生成过程、含碱金属的混合电离气体导电机理和电磁动力学机制,通过耦合求解带电磁源项的三维热化... 详细信息

表面烧蚀显著影响高速流动中等离体子鞘分布及其与电磁场相互作用的特征.考虑高超声速飞行器表面烧蚀引射机制、烧蚀产物参与流场等离子体生成过程、含碱金属的混合电离气体导电机理和电磁动力学机制,通过耦合求解带电磁源项的三维热化学非平衡流动控制方程、电场泊松方程和磁矢量泊松方程,建立了含碱金属烧蚀的高速流动/等离子体/电磁场耦合计算方法,结合常见的碳碳材料和硅基酚醛树脂材料烧蚀热解过程,较为系统地开展了多种条件下表面烧蚀对高超等离子体鞘影响及其与电磁场相互作用的机制与规律研究.研究表明:烧蚀效应对流场等离子体分布的影响受烧蚀质量引射率和碱金属质量占比共同作用,当碱金属含量较高时,碱金属电离反应占主导,电子数密度可增大1—2个数量级;不同材料烧蚀对等离子体的影响存在差别,硅基酚醛树脂的烧蚀质量引射率较大,电离生成CO^(+),C^(+)的摩尔分数接近空气主要电离组分NO^(+),O_(2)^(+),其影响不容忽视;烧蚀材料中碱金属可以显著提升磁流体力学控制效果,随着碱金属占比增大,电磁场耦合作用效果增强,二者呈非线性关系;在速度较低时,纯空气本身的电离度低导致电磁场耦合作用效果弱,通过含碱金属烧蚀来提升电磁作用效果的效率更高.

关键词：电磁流动耦合烧蚀碱金属等离子体高超声速流动

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倾转旋翼机风洞试验综述

航空学报 2024年第9期45卷 21-50,I0001页

作者：张卫国唐敏武杰彭先敏章贵川聂博文王亮权李超群空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳621000

倾转旋翼机是下一代旋翼类飞行器发展的重点方向,其综合了旋翼机和固定翼飞机的优点,但也带来了更加复杂的空气动力学、结构动力学、飞行力学以及气弹耦合问题。风洞试验是认识和研究倾转旋翼机关键气动、结构和飞行问题的重要技术手段... 详细信息

倾转旋翼机是下一代旋翼类飞行器发展的重点方向,其综合了旋翼机和固定翼飞机的优点,但也带来了更加复杂的空气动力学、结构动力学、飞行力学以及气弹耦合问题。风洞试验是认识和研究倾转旋翼机关键气动、结构和飞行问题的重要技术手段,针对国内外倾转旋翼机发展过程中的大量风洞试验进行了综合研究,给出了倾转旋翼机旋翼及其翼型、旋翼/机翼气动干扰、旋翼/机翼气弹稳定性、虚拟飞行等多种类型的试验模拟准则、设备设施、典型结果及主要结论,并结合国内倾转旋翼机的研发需求,提出了国内倾转旋翼机风洞试验技术的发展建议。

关键词：倾转旋翼机风洞试验气动性能气弹耦合特性风洞自由飞试验

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