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合成双射流理论及其赋能航空技术进展 被引量：3
1
作者 罗振兵 王浩 赵志杰 《航空学报》 北大核心 2025年第5期106-135,共30页
主动流动控制技术是21世纪航空领域的重要前沿技术之一,而合成双射流技术则是我国自主研发的一种先进主动流动控制技术。该技术具有能量效率高、环境适应性强、控制范围广等优点,有望显著提升现役飞行器的性能,并为下一代飞行器的发展... 主动流动控制技术是21世纪航空领域的重要前沿技术之一,而合成双射流技术则是我国自主研发的一种先进主动流动控制技术。该技术具有能量效率高、环境适应性强、控制范围广等优点,有望显著提升现役飞行器的性能,并为下一代飞行器的发展提供变革性助力。系统总结了合成双射流理论、技术特点及其赋能航空技术的最新研究进展。通过20年持续研究,形成了基于两合成射流相互作用同相“增强”效应、异相“矢量”效应、反相“加力/自给”效应的合成双射流理论体系,发展了具有能量效率倍增、全电矢量功能、跨介质工作能力的合成双射流技术体系;合成双射流技术在飞行器气动、动力、飞行控制、飞行安全、热控、跨介质飞行等方面显示出较强的赋能增效特性和应用前景。 展开更多
关键词 合成双射流 主动流动控制 气动 动力 飞行控制 热控 跨介质
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双V型半导体桥电爆过程的精密观测及电-热-相变耦合数值模拟
2
作者 陈朗 张书培 +6 位作者 寇永锋 徐智贤 鲁建英 杨坤 刘昌华 伍俊英 刘丹阳 《北京理工大学学报》 北大核心 2025年第12期1213-1222,共10页
针对半导体桥电爆过程中的能量沉积和相变等作用机制尚不清晰的问题,通过实验与数值模拟研究了双V型半导体桥电爆特性及等离子体形态变化特征.搭建了同步测试系统,监测了10~38 V充电电压下,半导体桥电爆过程的电流电压变化,并结合高速... 针对半导体桥电爆过程中的能量沉积和相变等作用机制尚不清晰的问题,通过实验与数值模拟研究了双V型半导体桥电爆特性及等离子体形态变化特征.搭建了同步测试系统,监测了10~38 V充电电压下,半导体桥电爆过程的电流电压变化,并结合高速摄影观测了电爆等离子体的形成和演化过程,发现电爆时间与加载电压呈指数衰减规律,且等离子体形成时刻与电压曲线第二峰值高度吻合.构建了电-热-相变耦合的半导体桥电爆三维计算模型,引入动态电导率、固-等离子体相变算法及电势-焦耳热能量沉积模型,实现了从桥区相变、发生电爆及后续等离子体膨胀的全过程仿真,分析了电压对桥区内温度、密度分布和等离子体流场的影响规律,发现高电压下,桥区V形尖角处出现电流集中和焦耳热累积,导致边缘优先电爆,等离子体膨胀速度快,并观察到在等离子体周围空气中形成了前驱压缩波,低电压下,热量则集中于桥区中心,导致中心区域首先电爆,等离子体膨胀较缓,对空气的压缩作用明显减弱.研究结果能够为半导体桥火工品换能元的优化设计与仿真提供计算方法和基础数据. 展开更多
关键词 半导体桥 等离子体 高速摄影 流体力学计算 动态电导率模型
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低雷诺数下基于介质阻挡放电等离子体激励的翼型小迎角阻力控制实验研究
3
作者 阳鹏宇 张鑫 +3 位作者 左峥瑜 马志明 李昌 张秋云 《力学学报》 北大核心 2025年第5期1043-1053,共11页
以提升高空长航时无人机在低雷诺数下的气动性能为背景,以GAW-1翼型为研究对象,以对称布局介质阻挡放电等离子体激励器为控制手段,采用测力与测压相结合的方法,在0.5 m×0.6 m低速风洞开展了低雷诺数下翼型等离子体流动控制实验研究... 以提升高空长航时无人机在低雷诺数下的气动性能为背景,以GAW-1翼型为研究对象,以对称布局介质阻挡放电等离子体激励器为控制手段,采用测力与测压相结合的方法,在0.5 m×0.6 m低速风洞开展了低雷诺数下翼型等离子体流动控制实验研究,辨析了阻力反常变化的产生机制,探索了等离子体流动控制机理.翼型弦长为160 mm,实验雷诺数为8.3×10^(4)和1.56×10^(5).结果表明:(1)施加激励前,当雷诺数为8.3×10^(4)时,翼型升力出现了非线性变化,阻力出现了先增大后减小的反常情况.在较大迎角范围内,翼型绕流流场保持了完全层流分离形态,随后发生了从完全层流分离向后缘附着的快速过渡.这种流动形态的变化成为升力非线性和阻力反常变化的主要机制;当雷诺数为1.56×10^(5)时,翼型升阻特性的变化趋于正常;(2)施加激励后,等离子体促进层流分离剪切层失稳,使完全层流分离形态在较小迎角下转变为后缘附着形态,有效改善翼型低雷诺数小迎角的升阻力特性,将升阻比最大提高了87.9%.研究结果为提升高空长航时无人机气动性能提供了技术支撑. 展开更多
关键词 流动控制 等离子体 介质阻挡放电 层流分离 风洞实验
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基于交叉验证的智能优化机器学习方法在喷管型面优化中的应用
4
作者 于勇 代无劫 胡俊 《北京理工大学学报》 北大核心 2025年第8期844-854,共11页
针对固定扩张比与扩张段长度的二维轴对称喷管进行扩张段型面优化设计,优化目标为喷管推力最大化,优化参数为贝塞尔曲线控制点的径向位置.通过结合十折交叉验证方法与优化算法对BP神经网络、支持向量回归、极限学习机3种机器学习模型的... 针对固定扩张比与扩张段长度的二维轴对称喷管进行扩张段型面优化设计,优化目标为喷管推力最大化,优化参数为贝塞尔曲线控制点的径向位置.通过结合十折交叉验证方法与优化算法对BP神经网络、支持向量回归、极限学习机3种机器学习模型的超参数进行优化,进而评估其在预测喷管出口推力任务上的表现.采用拟合精度最高的机器学习模型与代理优化算法相结合进行优化计算.仿真结果表明:通过对机器学习模型超参数的优化,3种机器学习模型均在测试集上表现出较高的预测精度,而BP神经网络在本文模型下的预测精度最高.通过基于机器学习代理模型的喷管型面优化方法,得到优化后的喷管推力提高1.958%,且BP神经网络对优化后的喷管推力预估误差仅为0.024 9%.通过与基于直接CFD计算的优化结果对比,可以证明所提方法在具有更高优化效率的同时具有较高的优化精度,优化后的喷管推力差别仅为0.007 5%,且优化耗时降低16.5%。 展开更多
关键词 优化设计 二维轴对称喷管 代理优化算法 机器学习 交叉验证
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低温风洞中液氮液滴撞击壁面动力学特性
5
作者 刘秀芳 陈佳军 +4 位作者 苗庆硕 钟富豪 李亚楠 郑勉 侯予 《航空学报》 北大核心 2025年第7期110-119,共10页
液氮液滴撞击过热壁面是低温风洞液氮喷雾冷却过程中的基本现象,液滴与壁面的撞击特性直接影响液氮喷雾雾场的发展和气流的降温特性。为探究液氮液滴撞击壁面的动力学特性,设计并搭建了可视化实验平台,实现了粒径可控的液氮液滴生成,总... 液氮液滴撞击过热壁面是低温风洞液氮喷雾冷却过程中的基本现象,液滴与壁面的撞击特性直接影响液氮喷雾雾场的发展和气流的降温特性。为探究液氮液滴撞击壁面的动力学特性,设计并搭建了可视化实验平台,实现了粒径可控的液氮液滴生成,总结出液氮液滴撞击过热壁面的多种动力学形态及临界判据,探究了不同沸腾模式下韦伯数(We)对最大铺展系数的影响规律。在液氮液滴生成过程中,表面张力与重力相互对抗,出现了聚集、颈缩和断裂3个阶段;随着壁面温度的升高,液氮液滴撞击壁面后依次发生接触沸腾、雾化沸腾和膜态沸腾3种沸腾模式,所对应的两个临界温度值均不受We影响;随着We的增大,液滴的冲击动能增大,液滴的最大铺展系数逐渐增大,并且存在一个液滴开始发生飞溅的临界We,该临界值不受壁面温度的影响;壁面温度对液滴最大铺展系数的影响规律与Leidenfrost点密切相关,当壁温低于Leidenfrost点时,随着壁面温度的升高,沸腾气泡增多,液滴铺展受到的阻力增大,从而导致液滴的最大铺展系数下降;当壁面温度高于Leidenfrost点时,液滴撞击壁面后在壁面附近瞬间形成一层连续性气膜,液滴在气膜上铺展,其最大铺展系数几乎不受壁面温度影响。本研究有助于深入理解低温风洞中液氮液滴的微观动力学特性,可为液氮喷雾冷却系统的优化运行提供理论依据。 展开更多
关键词 低温风洞 液氮液滴 过热壁面 动力学形态 铺展特性
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1.2 m大视场聚焦纹影技术
6
作者 谢爱民 邢彦昌 +1 位作者 王敏 部绍清 《实验流体力学》 北大核心 2025年第4期48-54,共7页
受大尺寸光学元件材料和加工工艺的限制,常规“Z”型结构纹影技术的测试视场通常小于1 m。为满足某风洞设备中大尺寸模型流场显示的需要,提出利用聚焦纹影技术实现1.2 m测试视场的流场显示,根据成像原理,以面阵光源取代了大尺寸菲涅耳... 受大尺寸光学元件材料和加工工艺的限制,常规“Z”型结构纹影技术的测试视场通常小于1 m。为满足某风洞设备中大尺寸模型流场显示的需要,提出利用聚焦纹影技术实现1.2 m测试视场的流场显示,根据成像原理,以面阵光源取代了大尺寸菲涅耳透镜。在解决大尺寸光源拼接、大口径透镜设计、高清成像屏制作等关键技术的基础上,建立了2套测试1.2 m×1.2 m视场的聚焦纹影系统,在风洞中获得了灵敏度较高的超高速流场纹影图像。通过更大尺寸的光源拼接,有望实现更大视场的流场显示。 展开更多
关键词 聚焦纹影 流动显示 纹影 大视场 LED光源
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爆炸冲击下氟壳铝释能特性试验研究
7
作者 韩磊 方展翔 +1 位作者 叶腾钶 徐豫新 《北京理工大学学报》 北大核心 2025年第5期444-452,共9页
为研究爆炸冲击下该材料的点火释能特性,开展该材料点火释能特性相关试验研究.首先,基于TG-DSC试验,空气中缓慢加热氟壳铝,分析得到其主要放热过程为氟聚合物外壳破碎后活性纳米铝粉与空气中氧气反应阶段,通过激光点火试验结果与文献分... 为研究爆炸冲击下该材料的点火释能特性,开展该材料点火释能特性相关试验研究.首先,基于TG-DSC试验,空气中缓慢加热氟壳铝,分析得到其主要放热过程为氟聚合物外壳破碎后活性纳米铝粉与空气中氧气反应阶段,通过激光点火试验结果与文献分析得到了常温常压下氟壳铝点火延时为Al/PTFE材料的60.49%,燃速为Al/PTFE的289.71%;然后,压制了Al/PTFE和氟壳铝两种活性材料药块,分别开展雷管、JHL-2炸药对两种材料的爆炸冲击点火试验.试验发现:雷管爆炸冲击下氟壳铝自持反应能力比Al/PTFE更好,氟壳铝反应速率为Al/PTFE的1.38倍;JHL-2炸药爆炸冲击下氟壳铝和Al/PTFE均增加了火球面积,增加量分别为28.17%、31.62%;同时得到爆炸火球面积最大值达到时间氟壳铝较Al/PTFE快31.21%;JHL-2引爆氟壳铝相比雷管引爆JHL-2在距爆心2、3、4 m处自由场超压比冲量皆有提升,最大提升量124.6%,自由场超压比冲量随冲击波传播距离下降速度变缓,衰减速率最大降低12.18%.最后,总结爆炸冲击下氟壳铝整体反应分为3个阶段:炸药爆炸初始阶段氟壳铝部分反应—未反应氟壳铝破碎成颗粒飞散—氟壳铝颗粒脱离爆炸真空域与空气接触点火爆燃完全,氟壳铝释能过程集中在第3阶段.氟壳铝在爆炸冲击下的增能效果主要体现在提升爆炸热毁伤能力与提升爆炸冲击波比冲量并延缓冲击波衰减. 展开更多
关键词 活性材料 点火及释能特性 爆炸冲击 毁伤
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钝锥连续变Reynolds数动态转捩风洞试验及建模分析
8
作者 张石玉 张妍 +3 位作者 周家检 赵俊波 付增良 苏诚 《气体物理》 2025年第4期58-66,共9页
钝锥飞行器飞行时边界层转捩区随俯仰运动变化,同时随Reynolds数增长自后向前发展,这一动态过程可能诱发俯仰运动失稳。结合钝锥动态转捩风洞试验技术和连续变Reynolds数风洞试验技术,开展了9°钝锥标模和带尾翼模型的连续变Reynold... 钝锥飞行器飞行时边界层转捩区随俯仰运动变化,同时随Reynolds数增长自后向前发展,这一动态过程可能诱发俯仰运动失稳。结合钝锥动态转捩风洞试验技术和连续变Reynolds数风洞试验技术,开展了9°钝锥标模和带尾翼模型的连续变Reynolds数动态转捩风洞试验。试验测量到钝锥边界层转捩发展过程中的攻角持续振荡发散现象。对比固定Reynolds数试验结果,初步确定非对称的边界层转捩发展过程与俯仰运动耦合导致攻角振荡失稳。基于试验测量的转捩诱导俯仰气动力矩和转捩迟滞时间,建立了动态转捩诱导俯仰气动力矩动力学仿真模型。仿真复现攻角振荡发散现象,分析表明转捩迟滞产生的俯仰力矩迟滞可能是导致俯仰运动失稳的关键。 展开更多
关键词 钝锥 动态 边界层转捩 风洞试验 俯仰稳定性
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NS-DBD激励的热力效应对翼型表面水收集系数分布的影响
9
作者 肖春华 赵光银 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期1-13,共13页
建立了纳秒脉冲表面介质阻挡放电(NS-DBD)激励条件下空气-过冷水滴两相流动的计算模型,采用计算流体力学的方法对NS-DBD激励条件下翼型的水滴撞击特性进行了数值模拟,研究了来流迎角、液态水含量、水滴平均直径、激励强度对翼型表面水... 建立了纳秒脉冲表面介质阻挡放电(NS-DBD)激励条件下空气-过冷水滴两相流动的计算模型,采用计算流体力学的方法对NS-DBD激励条件下翼型的水滴撞击特性进行了数值模拟,研究了来流迎角、液态水含量、水滴平均直径、激励强度对翼型表面水收集系数的影响。最后,结合短脉冲等离子体放电过程中产生的气动力效应和热效应,分析了热力效应对翼型表面水收集系数的影响。研究发现,NS-DBD短脉冲等离子体放电产生的热力耦合效应可以降低水收集系数峰值,但不改变水滴撞击极限,最佳效果在激励后10~15μs。激励强度越大,水收集系数降低就越明显,但回升也越慢,水滴平均直径越大激励的影响越弱。激励产生的力效应和热效应在翼型表面形成一层波浪形高温气膜,降低了翼型表面的水收集系数分布。 展开更多
关键词 等离子体 纳秒脉冲表面介质阻挡放电 翼型 热力效应 防冰 水收集系数
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基于光滑粒子流体动力学法的流固共轭自然对流传热数值模拟
10
作者 吕宏强 唐天成 包晨宇 《航空学报》 北大核心 2025年第5期152-168,共17页
在实际工程中广泛存在共轭传热问题,传统的有限差分法、有限体积法已被普遍应用于这类问题的求解。光滑粒子流体动力学法(SPH)作为一种无网格粒子法,具有自适应性强、适合分析复杂结构、灵活性高等优点,已在船舶设计、地质灾害模拟等领... 在实际工程中广泛存在共轭传热问题,传统的有限差分法、有限体积法已被普遍应用于这类问题的求解。光滑粒子流体动力学法(SPH)作为一种无网格粒子法,具有自适应性强、适合分析复杂结构、灵活性高等优点,已在船舶设计、地质灾害模拟等领域得到了广泛应用并迅速发展。目前,SPH方法在共轭传热问题中有部分应用,但是对于实际工程中涉及不同功能材料的传热模拟,例如对传热元件与发热元件的模拟,目前研究较少。因此,采用SPH方法对流固共轭传热问题进行了数值模拟。首先,模拟传统的密闭方形腔内自然对流与水平环对流算例。随后,重点对含有传热块和发热块的自然对流算例进行了模拟,结果与传统方法高度吻合,证明了SPH算法在模拟不同功能材料的共轭传热问题时具有适应性、准确性。最后,模拟了含翅片结构的散热器,分析了传热比与发热比等参数对散热效果的影响,验证了SPH方法在处理复杂算例时具有显著的适应性和灵活性,为后续复杂工程问题的求解提供了理论依据和实践支持。 展开更多
关键词 数值模拟 共轭传热 光滑粒子流体动力学法 自然对流 翅片结构
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基于真实地形的着陆飞机尾涡演化数值模拟:以重庆江北机场为例
11
作者 潘卫军 陈志远 +2 位作者 栾天 张琛 邓蕾蕾 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第25期10937-10947,共11页
尾涡作为限制飞机间隔的重要因素,如何加速尾涡耗散以提升机场容量一直是国内外学者研究重点。基于真实地形开展数值模拟仿真实验,就地形对于尾涡演化影响效果进行了研究。选用F构型A332机翼模型在重庆江北机场02R跑道着陆为拟研究场景... 尾涡作为限制飞机间隔的重要因素,如何加速尾涡耗散以提升机场容量一直是国内外学者研究重点。基于真实地形开展数值模拟仿真实验,就地形对于尾涡演化影响效果进行了研究。选用F构型A332机翼模型在重庆江北机场02R跑道着陆为拟研究场景,利用Fluent软件基于SST k-ω湍流模型进行数值模拟实验,将实验所得计算结果与无地形条件下的计算结果进行对比分析。结果表明:地形能够引导尾涡移动,从而增加下沉距离使其远离下滑道,根据分析结果显示,有地形条件下增加最大下沉距离为无地形条件下的22倍,同时地形对尾涡的形态破坏能够更早激发Crow长波不稳定性,使其在9个翼展位置基本完成内机身襟翼涡的耗散,且地形可限制尾涡影响范围,有地形条件下涡核间距最大缩减量约为26.5%。因此,所研究的真实地形对于减小后机尾涡遭遇风险,缩小尾流间隔,提升跑道容量具有积极作用。 展开更多
关键词 真实地形 数值模拟 尾涡演化 着陆阶段
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民用飞机动力装置系统质量特性计算方法研究
12
作者 杨飞 邓天泽 +2 位作者 王厉哲 朱岩 邱建 《民用飞机设计与研究》 2025年第2期40-46,共7页
质量特性参数是飞机设计关键参数,与飞机总体性能和安全密切相关。动力装置系统的质量特性计算基于动力装置系统的湿重,由发动机供应商在发动机坐标系下进行。对于民用飞机主制造商,相关性能和指标的评估均在飞机坐标系下进行。由于发... 质量特性参数是飞机设计关键参数,与飞机总体性能和安全密切相关。动力装置系统的质量特性计算基于动力装置系统的湿重,由发动机供应商在发动机坐标系下进行。对于民用飞机主制造商,相关性能和指标的评估均在飞机坐标系下进行。由于发动机制造商不会将完整的数模提交给民用飞机主制造商,因此,无法通过三维建模软件直接获取相应参数。通过详细的理论推导,确定了发动机坐标系的质量特性参数转换到飞机坐标系的公式与步骤,并对某型发动机的某组件的质量特性参数进行验证,确认了推导的正确性,建立了发动机坐标系的质量特性参数转换到飞机坐标系的方法。 展开更多
关键词 质量特性 发动机 坐标系 转换
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基于MIV-HPO-CatBoost的航空发动机振动预测
13
作者 曲春刚 李月 《航空计算技术》 2025年第2期48-53,共6页
航空发动机是一种高速旋转、结构复杂的机械装置,随着现代工业技术的高速发展,其在转速、推力、动强度等方面都在提高,振动故障发生率较高、破坏性和影响力不断加大。提出了一种基于MIV-HPO-CatBoost模型的航空发动机低压转子振动值预... 航空发动机是一种高速旋转、结构复杂的机械装置,随着现代工业技术的高速发展,其在转速、推力、动强度等方面都在提高,振动故障发生率较高、破坏性和影响力不断加大。提出了一种基于MIV-HPO-CatBoost模型的航空发动机低压转子振动值预测方法。以一台CFM56-5B发动机的实际飞行数据为研究基础,结合发动机相关原理和平均影响值(MIV)方法对各类参数进行输入特征筛选,通过猎人猎物优化算法(HPO)寻优的CatBoost算法进行训练建立振动预测模型。结果表明,所建立模型能够很好地刻画该发动机低压转子振动值与其他输入参数的关系,具有较高的工程应用价值。 展开更多
关键词 振动预测 CatBoost HPO优化算法 QAR数据
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涵道螺旋桨桨盘推力占总推力比值规律研究 被引量：2
14
作者 李旭东 钟伟 +2 位作者 王震 王同光 李金龙 《航空学报》 北大核心 2025年第4期130-149,共20页
在涵道螺旋桨的设计过程中,由于涵道与螺旋桨之间相互干扰问题的复杂性,桨盘处的诱导速度难以确定,导致涵道螺旋桨的设计难度相比孤立螺旋桨显著增大。建立了涵道螺旋桨的动量理论模型,推导了涵道螺旋桨的桨盘推力占总推力的比值k与桨... 在涵道螺旋桨的设计过程中,由于涵道与螺旋桨之间相互干扰问题的复杂性,桨盘处的诱导速度难以确定,导致涵道螺旋桨的设计难度相比孤立螺旋桨显著增大。建立了涵道螺旋桨的动量理论模型,推导了涵道螺旋桨的桨盘推力占总推力的比值k与桨盘处诱导速度的对应关系,并基于计算流体力学(CFD)仿真分析揭示了悬停和前飞状态下k值的变化规律。对于给定的涵道构型,相关规律具体表现为:在悬停状态下,k值几乎不随螺旋桨转速变化,基本保持为常数;而在前飞状态下,k值与涵道螺旋桨的推力系数之间存在线性关系,且该线性关系与转速和来流风速等工况参数无关,这十分有利于建立关于k值的工程模型,在此基础上还进一步探讨和揭示了叶片数不同涵道螺旋桨的k值统一规律。以上研究丰富了对涵道螺旋桨的理论认知,并对涵道螺旋桨设计理论的完善具有参考价值。 展开更多
关键词 涵道螺旋桨 eVTOL 动量理论 空气动力学 推力占比
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弹性飞机机动载荷分析与减缓技术综述 被引量：2
15
作者 万志强 张珊珊 +4 位作者 王晓喆 马靓 许翱 吴志刚 杨超 《航空学报》 北大核心 2025年第3期140-173,共34页
飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综... 飞行载荷是飞机结构设计的基础,准确、快速获得机动载荷一直是飞机研制中的难题。早期飞机采用在刚性机动载荷基础上做弹性修正的方法,而随着现代飞机飞行速度和结构柔度的不断提高,结构弹性变形使得机动载荷的分布发生较大变化,需要综合考虑气动和结构的耦合效应,并发展了满足不同精度和效率的弹性机动载荷分析方法。机动载荷减缓技术的提出与应用保证了飞机所需的机动特性,同时降低了因结构强度和刚度要求所要付出重量的代价,是当前该领域研究的热点。首先归纳了现代弹性飞机机动飞行载荷分析及减缓的总体要求和技术框架;其次以此为基础介绍了机动飞行载荷所涉及的气动力、结构强度/刚度、数据映射、飞行力学等分析方法;对国内外的机动载荷减缓技术进行了梳理;回顾了机动飞行载荷及其减缓的仿真和试验案例;最后讨论了未来机动飞行载荷分析及减缓技术发展中需要解决的关键问题,以期为该领域的科研工作者提供一些思路。 展开更多
关键词 飞行载荷 机动载荷 气动弹性 载荷减缓 风洞试验 飞行试验
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可压缩流动问题笛卡尔网格模拟方法研究进展与展望 被引量：2
16
作者 赵宁 刘剑明 +1 位作者 田琳琳 王镇明 《力学学报》 北大核心 2025年第2期285-314,共30页
计算网格是复杂流动问题精细化模拟的先决条件,会对数值结果的准确性和可靠性产生重要影响.然而,高质量计算网格生成需要费时费力的人机交互过程且严重依赖于工程师的个人经验,使得现阶段计算流体力学(CFD)自动化程度处于较低水平.笛卡... 计算网格是复杂流动问题精细化模拟的先决条件,会对数值结果的准确性和可靠性产生重要影响.然而,高质量计算网格生成需要费时费力的人机交互过程且严重依赖于工程师的个人经验,使得现阶段计算流体力学(CFD)自动化程度处于较低水平.笛卡尔网格具备生成简单、内存要求低、计算效率高及自动性强等特点,使其能够极大减少网格生成过程中的人工成本,因而成为CFD社区的研究热点之一.对此,以笛卡尔网格可压缩流模拟为主线,结合课题组多年的研究成果对其中涉及的关键技术和国内外发展现状展开综述.首先简要概述了笛卡尔网格自适应方法及其数据结构,随后系统阐述了切割单元、浸入边界、重叠笛卡尔网格和混合笛卡尔网格等方法的发展现状及存在的问题,最后从自适应加密策略、动态并行技术、高保真计算方法、先进物理模型及实际工程应用等多个维度深入探讨了笛卡尔网格方法涉及的关键技术与未来发展趋势.通过全面回顾和深入分析笛卡尔网格方法的研究现状和发展动态,试图为读者提供一个清晰及全面的认识,并为相关领域的研究提供有益的参考和启示. 展开更多
关键词 笛卡尔网格 可压缩流动 壁面处理方法 自适应技术 高保真模拟
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基于POD和代理模型的高压捕获翼表面流场快速预测方法 被引量：1
17
作者 崔凯 杨靖 +3 位作者 常思源 田中伟 肖尧 李广利 《力学学报》 北大核心 2025年第4期883-894,共12页
高超声速飞行器气动特性的快速预测是其多学科优化设计中的核心环节.当前,针对升力体和翼身组合体等常规气动布局,高超声速气动特性工程计算方法已趋于成熟并得到广泛应用.然而,面对部件间存在显著气动干扰的高压捕获翼新型气动布局,传... 高超声速飞行器气动特性的快速预测是其多学科优化设计中的核心环节.当前,针对升力体和翼身组合体等常规气动布局,高超声速气动特性工程计算方法已趋于成熟并得到广泛应用.然而,面对部件间存在显著气动干扰的高压捕获翼新型气动布局,传统工程计算方法面临显著的局限性.为解决这一问题,文章结合计算流体力学(CFD)技术、本征正交分解(POD)方法与径向基函数代理模型,提出了一种高效准确的高压捕获翼表面流场快速预测方法,并据此构建了完整的气动特性快速预测框架.基于高压捕获翼基本设计原理,综合考虑了关键几何参数和来流条件的影响,对典型构型捕获翼下表面的复杂压强分布进行了预测验证.研究结果表明,当保留13个POD基模态时,所提出的快速预测方法与直接CFD计算结果相比,翼面压强预测的平均相对误差仅为1.6%,气动力预测误差更是低至0.3%.值得注意的是,进一步增加POD基模态数量对预测精度的提升效果并不显著.该方法在确保高精度流场重建和预测的同时,显著提升了计算效率,为高压捕获翼构型的优化设计提供了可靠的技术支持. 展开更多
关键词 高超声速 高压捕获翼 本征正交分解 代理模型 数值仿真
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沙盲环境直升机桨叶磨损分析方法 被引量：1
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作者 谭剑锋 闫羽泽 +2 位作者 张卫国 刘亚奎 邵天双 《航空学报》 北大核心 2025年第9期280-293,共14页
直升机沙盲现象不仅威胁飞行安全,而且会引发桨叶磨损,降低旋翼性能。为此,基于黏性涡粒子法和离散单元法的直升机沙盲分析模型计算沙云时变形态,耦合沙粒-桨叶冲击模型与桨叶磨损模型,考虑旋翼桨叶高速冲击磨损特性,建立沙盲环境直升... 直升机沙盲现象不仅威胁飞行安全,而且会引发桨叶磨损,降低旋翼性能。为此,基于黏性涡粒子法和离散单元法的直升机沙盲分析模型计算沙云时变形态,耦合沙粒-桨叶冲击模型与桨叶磨损模型,考虑旋翼桨叶高速冲击磨损特性,建立沙盲环境直升机桨叶磨损分析方法。通过与镍合金、SS304不锈钢、双向碳纤维增强环氧树脂(CF/EP)、玻璃纤维增强环氧树脂(GF/EP)、聚氨酯(PU)、Ti-6Al-4V钛合金的靶板磨损试验对比,验证了分析方法的准确性。随后研究EH-60L直升机前飞沙盲环境的桨叶磨损特性,并分析飞行速度对桨叶磨损的影响特性。直升机沙盲环境下,桨叶与沙云碰撞程度、桨叶磨损、旋翼磨损区域均随时间延长而显著增加,同时,受桨叶进入沙云时间更长、沙粒冲击速度更大、冲击角度更大的影响,桨尖磨损远高于桨叶内侧。此外,桨尖磨损和旋翼磨损区域随飞行速度增加而先增大后减小。 展开更多
关键词 桨叶磨损 直升机沙盲 磨损模型 离散单元法 碰撞模型
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军用飞机气动完整性研究 被引量：1
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作者 张登成 何宇廷 +2 位作者 李哲 张腾 张艳华 《航空工程进展》 2025年第1期133-138,共6页
飞行器气动完整性可以综合地表征飞行器在服役(作战)使用过程中的气动质量特性,但针对军用飞机,目前仍未有可以综合表征其气动质量特性的指标。为此,首次提出军用飞机气动完整性的概念:军用飞机在作战使用过程中,气动外形能够保持完好,... 飞行器气动完整性可以综合地表征飞行器在服役(作战)使用过程中的气动质量特性,但针对军用飞机,目前仍未有可以综合表征其气动质量特性的指标。为此,首次提出军用飞机气动完整性的概念:军用飞机在作战使用过程中,气动外形能够保持完好,飞行性能、飞行品质及飞行控制满足并能保持规定要求的属性。介绍气动完整性概念的提出过程及其定义,讨论气动完整性的基本内涵和基本特性,阐明军用飞机气动完整性是飞机作战效能发挥的基础;介绍飞行器气动完整性的表征方法,分析军用飞机气动完整性的主要影响因素。本文引入军用飞机气动完整性这一新概念,可为我国军用飞机设计、制造、试验和保障的发展提供参考。 展开更多
关键词 军用飞机 气动完整性 作战完整性 概念 内涵 表征
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六边形断面超高层建筑风荷载研究 被引量：2
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作者 王磊 尹伊 +2 位作者 陈凯 唐意 郝玮 《应用力学学报》 北大核心 2025年第1期164-173,共10页
为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩... 为了研究六边形断面超高层建筑的静力和动力风荷载,开展了一系列刚性测压模型和多自由度气弹模型风洞试验,测量了刚性模型表面风压和气弹模型风致位移。对于静力风荷载,分析了体型系数和静风力系数的变化规律,建立了顺风向平均基底弯矩系数和平均阻力系数的经验公式。对于动力风荷载,分析了横风向荷载功率谱和均方根基底弯矩,建立了横风向广义风荷载功率谱和归一化均方根基底弯矩系数的经验公式。最后,基于多自由度气弹模型的风致振动试验结果,验证了经验公式的精确性。 展开更多
关键词 超高层建筑 六边形断面 风荷载 风洞试验
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