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弹道学报 1999年第2期11卷 53-57+66页

作者：崔新军 A.I.Ruban 汪翼云 100074 北京空气动力学研究所!北京英国曼彻斯特大学数学系

利用二阶精度的ＴＶＤ格式，对二维可压缩的非定常Ｎａｖｉｅｒ Ｓｔｏｋｅｓ方程进行了数值模拟，获得了跨、超声速区的定常解，并具有良好的激波分辨精度．数值试验涉及到了跨、超声速区的多种马赫数及攻角范围．

关键词：激波差分格式 TVD 跨声速超声速时间依赖法定常解

横向矩形微槽抑制高超声速第二模态扰动波的参数化研究

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物理学报 2022年第19期71卷 201-212页

作者：刘勇涂国华向星皓李晓虎郭启龙万兵兵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

针对高超声速飞行器边界层转捩控制问题,以马赫数6平板边界层的第二模态扰动波为研究对象,采用线性稳定性理论(LST)和直接数值模拟(DNS)分别开展了离散模态的同步模式研究和大尺寸(0.4 mm宽)横向矩形微槽开槽位置对第二模态扰动波的控... 详细信息

针对高超声速飞行器边界层转捩控制问题,以马赫数6平板边界层的第二模态扰动波为研究对象,采用线性稳定性理论(LST)和直接数值模拟(DNS)分别开展了离散模态的同步模式研究和大尺寸(0.4 mm宽)横向矩形微槽开槽位置对第二模态扰动波的控制作用研究.LST分析表明:涡/熵波会导致Mack第二模态和“modeⅠ”模态(通常来源于快声波)的分支类型发生改变.通过DNS发现,开槽表面对基本流的影响程度与边界层流向位置(或厚度)相关,随着开槽位置后移(边界层厚度增加),开槽表面对基本流动的影响程度减弱,摩擦阻力系数和压差阻力系数也逐渐减小.DNS结果还表明,位于快/慢模态同步区间之前的开槽工况对第二模态扰动波依然有抑制效果,这与文献中关于小尺寸(微米量级)微孔隙位置对第二模态控制作用的结论不同,同时发现,当矩形微槽布置在最大增长率区间范围内或快/慢模态同步区间位置时,对第二模态扰动的抑制效果最佳.

关键词：高超声速线性稳定性转捩控制矩形微槽

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高超声速边界层转捩特性试验探究

宇航学报 2015年第11期36卷 1318-1323页

作者：常雨陈苏宇张扣立空气动力学国家重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所绵阳621000

通过在激波风洞中开展转捩试验,选取来流马赫数分别为6和8,单位雷诺数分别为4.1×10~6m^(-1)、2.6×10~7m^(-1)和4.4×10~7m^(-1)的来流条件,研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明,攻... 详细信息

通过在激波风洞中开展转捩试验,选取来流马赫数分别为6和8,单位雷诺数分别为4.1×10~6m^(-1)、2.6×10~7m^(-1)和4.4×10~7m^(-1)的来流条件,研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明,攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移,使平板边界层转捩位置也前移;钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩,平板边界层转捩受马赫数影响在攻角有差异时有所不同;单位雷诺数的增大促进转捩,但对于钝锥边界层而言,该参数增加到试验选定的上限时,转捩位置的变化并不明显;在转捩过程中平板边界层的脉动压力系数与热流具有相同的变化趋势。试验捕捉到了第二模态扰动。

关键词：边界层转捩高超声速第二模态热流脉动压力

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扩张段结构可靠性中的误差分析

固体火箭技术 2014年第1期37卷 102-106,127页

作者：胡江华孟松鹤陈德江周玮中国空气动力学研究与发展中心超高空气动力研究所绵阳621000 哈尔滨工业大学复合材料与结构研究所哈尔滨150001

在扩张段结构可靠性分析中,将不确定性分为参数离散性和误差。结合扩张段服役环境条件、材料选择、结构特点和生产工艺局限性,将误差分为材料性能参数误差、结构尺寸误差、载荷误差、边界条件误差、有限元计算误差、数据处理误差和失效... 详细信息

在扩张段结构可靠性分析中,将不确定性分为参数离散性和误差。结合扩张段服役环境条件、材料选择、结构特点和生产工艺局限性,将误差分为材料性能参数误差、结构尺寸误差、载荷误差、边界条件误差、有限元计算误差、数据处理误差和失效准则误差7个方面,并分析各种误差特点。依据实际经验和最大熵原理,在仅给出误差上下限的条件下,误差服从均匀分布时满足最大熵原理。通过蒙特卡洛法和条件期望法,分别计算在不考虑误差和考虑误差2种条件下的扩张段层间失效概率,对比2种条件下失效概率和各参数灵敏度大小,得出在扩张段结构可靠性分析中,误差对结构可靠性的影响较明显。

关键词：扩张段结构可靠性误差灵敏度

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运输机翼型结冰的计算和实验

航空动力学报 2011年第4期26卷 808-813页

作者：易贤桂业伟朱国林杜雁霞中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000

采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段,对某运输机机翼剖面缩比翼型的结冰特性进行了研究.结冰实验在气动中心0.3m×0.2m结冰风洞中进行,实验模型为弦长0.18m的层流翼型.翼型的绕流流场通过求解低速黏流的时均Navier-Stokes(N-S)方... 详细信息

采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段,对某运输机机翼剖面缩比翼型的结冰特性进行了研究.结冰实验在气动中心0.3m×0.2m结冰风洞中进行,实验模型为弦长0.18m的层流翼型.翼型的绕流流场通过求解低速黏流的时均Navier-Stokes(N-S)方程得到,采用拉格朗日法计算水滴撞击特性,在此基础上,求解结冰热力学模型,获得结冰外形.对计算和实验结果进行了对比分析,发现虽然局部冰形轮廓还存在差异,但计算和实验得到的冰形在结冰极限、冰形体积和主要特征等方面基本一致.研究显示:在结冰的初始阶段,翼型前缘的冰形较规则,随着结冰时间的增加,冰形逐渐变得不规则;翼型下表面冰体前部为明冰,冰体后部、尤其是结冰极限附近则呈现典型的霜冰特征;翼型上表面的结冰范围远小于下表面,在结冰极限附近也不再有明显的霜冰.

关键词：飞机结冰结冰风洞数值模拟层流翼型拉格朗日法水滴收集率

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LENS风洞试验返回器模型气动热特性模拟

航空学报 2021年第S1期42卷 198-208页

作者：李鹏陈坚强丁明松梅杰何先耀董维中空气动力学国家重点实验室绵阳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

国家数值风洞高超声速流动模拟软件HyFLOW的研制对打破国外同类软件的技术壁垒具有重要意义。与国外DPLR软件进行了对比研究,同时系统介绍了HyFLOW软件求解器的数值方法、物理化学模型以及壁面催化特性计算模型等主要方法,采用典型算例... 详细信息

国家数值风洞高超声速流动模拟软件HyFLOW的研制对打破国外同类软件的技术壁垒具有重要意义。与国外DPLR软件进行了对比研究,同时系统介绍了HyFLOW软件求解器的数值方法、物理化学模型以及壁面催化特性计算模型等主要方法,采用典型算例对有限催化模型进行了数值验证,最后基于LENS风洞试验146 mm返回器标模外形开展了高超声速气动热特性数值模拟。研究结果表明,HyFLOW软件在高超声速热化学非平衡流动模拟与评估方面的气动力计算精度高,与国外同类软件DPLR相当,同时其壁面催化条件下的气动热计算精度可靠,可信度高。

关键词：高超声速热化学非平衡国家数值风洞 HyFLOW软件 DPLR软件 LENS激波风洞

国家数值风洞(NNW)工程关键技术研究进展

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中国科学：技术科学 2021年第11期51卷 1326-1347页

作者：陈坚强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 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

随着高性能计算机和计算流体力学(CFD)的飞速发展,20世纪80年代末日本率先提出了数值风洞的概念.美国进一步发展了数值风洞的概念,认为数值风洞是流体力学、数学、计算机科学和航空工程交叉融合的产物,并在航空航天飞行器研制中发挥着... 详细信息

随着高性能计算机和计算流体力学(CFD)的飞速发展,20世纪80年代末日本率先提出了数值风洞的概念.美国进一步发展了数值风洞的概念,认为数值风洞是流体力学、数学、计算机科学和航空工程交叉融合的产物,并在航空航天飞行器研制中发挥着越来越重要的作用.2018年,我国启动了"国家数值风洞(NNW)"工程项目,旨在联合全国优势力量,发挥集群优势,开展协同攻关,自主研发功能先进、种类齐全的CFD软件系统,研制国际先进的CFD专用高性能计算机,建成拥有我国自主知识产权、国内开放共享的空气动力数值模拟平台.本文介绍了NNW工程的系统构成和主要目标,总结了国家数值风洞软件框架、并行技术、网格生成、可视化技术、验证与确认、算法与模型等相关研究进展,展望了工程下一步的技术发展思路.

关键词：国家数值风洞 CFD软件框架 CFD软件工程化自主可控

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低速风洞引射短舱动力模拟技术新进展

空气动力学学报 2016年第6期34卷 756-761页

作者：章荣平王勋年晋荣超中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所四川绵阳621000

引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心... 详细信息

引射短舱可以模拟发动机短舱的喷流影响,并部分模拟进气影响,能用于研究发动机短舱与机翼及增升装置的气动干扰特性,且具有研制周期短、造价低等特点,是在风洞中开展飞机/发动机一体化设计研究的一种重要试验技术。本文介绍了气动中心低速所在引射短舱设计技术和试验技术方面的新进展。采用商业软件对引射短舱进行了三维流场数值模拟,获得了引射短舱性能和三维流场信息。对引射短舱内部流场进行了分析和研究,对引射喷嘴数量、位置进行了优化,增加了引射短舱的进气流量,改善了尾喷口流场均匀度,明显提高了引射短舱性能。发展了空气桥技术,采用有限元方法进行了优化设计,对空气桥和天平进行一体化设计,并进一步发展了空气桥影响修正技术,解决了供气管路对天平测力的影响问题。发展了高精度流量测量控制技术,采用了数字阀、流量控制单元、短舱内部测量耙等技术,提高了流量的控制测量精度及测量不确定度,流量控制精度达到了0.1%,流量测量不确定度达到了0.3%,引射短舱落压比控制精度优于0.01。研制了短舱移动支撑装置,能够实现引射短舱的独立支撑,并实现短舱前后和上下位置的变化,用于开展短舱位置优化研究。最后,介绍了引射短舱的地面性能测试及风洞试验应用,给出了性能测试与数值模拟的对比结果和典型的风洞试验结果,试验结果表明动力影响使得飞机0°迎角升力减小,升力线斜率增大,失速迎角推迟。

关键词：引射短舱动力模拟动力影响数值模拟空气桥流量测量控制数字阀

带进气道的翼身组合体纵向亚声速气动特性计算方法

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气动实验与测量控制 1992年第1期6卷 77-83页

作者：陈则霖北京空气动力学研究所

一种计算方法可用于确定带进气道的翼身组合体纵向亚声速气动特性。计算中,忽略了粘性影响,采用线化小扰动假设,根据基本解迭加的方法,求出了带进气道的翼身组合体的表面压力分布、法向力和俯仰力矩系数并给出了算例。算例结果表明:在... 详细信息

一种计算方法可用于确定带进气道的翼身组合体纵向亚声速气动特性。计算中,忽略了粘性影响,采用线化小扰动假设,根据基本解迭加的方法,求出了带进气道的翼身组合体的表面压力分布、法向力和俯仰力矩系数并给出了算例。算例结果表明:在上述假设下,进气速度比对于全弹压力分布有影响,主要是在进气道附近,进气速度比对全弹法向力和俯仰力矩的影响较小,在初步设计时可以忽略。

关键词：气动计算翼身组合体进气道

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多无人机协同覆盖路径规划

航空学报 2016年第3期37卷 928-935页

作者：陈海何开锋钱炜祺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 空气动力学国家重点实验室绵阳621000

多无人机协同覆盖路径规划(CPP)由于其并行性和容错能力,对于提高无人机完成侦察、监视、搜索等任务的效率具有重要意义。提出了一种基于无人机任务性能评价和任务区域划分的多无人机协同CPP算法。定量分析了无人机执行覆盖任务的能力,... 详细信息

多无人机协同覆盖路径规划(CPP)由于其并行性和容错能力,对于提高无人机完成侦察、监视、搜索等任务的效率具有重要意义。提出了一种基于无人机任务性能评价和任务区域划分的多无人机协同CPP算法。定量分析了无人机执行覆盖任务的能力,根据无人机及携带成像传感器的性能给出了计算无人机任务性能指数的数学公式;提出了一种基于任务性能和子区域宽度的任务区域划分算法,使无人机的总转弯次数达到最少。仿真结果表明,所提出的CPP算法能够规划出全局最优的多无人机协同覆盖路径。

关键词：多无人机覆盖路径规划任务性能指数子区域宽度任务区域划分转弯次数