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基于边界积分法的机翼绕流动态分离特性分析
1
作者 程相茹 郑春浩 《机械工程师》 2026年第1期112-117,共6页
为快速高效预测层流湍流跃迁点并模拟机翼绕流分离特性,支撑螺旋桨设计评估,文中基于边界积分法和Kutta-Joukowski(K-J)定理,建立了机翼剖面绕流及其边界层动态分离特性计算方法,对两个雷诺数下的亚临界攻角范围内NACA0018翼型升力和阻... 为快速高效预测层流湍流跃迁点并模拟机翼绕流分离特性,支撑螺旋桨设计评估,文中基于边界积分法和Kutta-Joukowski(K-J)定理,建立了机翼剖面绕流及其边界层动态分离特性计算方法,对两个雷诺数下的亚临界攻角范围内NACA0018翼型升力和阻力系数开展计算,并利用CFD计算包中RANS方法对两者剖面系数、脉冲损失厚度、边界层层流紊流跃迁点和边界层分离点结果进行了对比分析,结果表明两者之间吻合度良好,验证了该方法对机翼剖面特征参数预测的准确性。 展开更多
关键词 机翼剖面 边界积分 动态分离 层流紊流跃迁点 脉冲损失厚度
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大型气动声学风洞轴流风扇气动与噪声特性数值评估 被引量：1
2
作者 刘沛清 陈阅 +3 位作者 张瑾 屈秋林 郭昊 马利川 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第10期1-11,共11页
本文对北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度气动声学风洞(aeroacoustic wind tunnel of Beihang University,BHAW)的风扇系统流场及声学性能进行了数值模拟,并采用CFD/ACTRAN混合方法评估了该风洞轴流风扇的气动噪声特性。该轴流风扇... 本文对北京航空航天大学4 m×3 m低湍流度气动声学风洞(aeroacoustic wind tunnel of Beihang University,BHAW)的风扇系统流场及声学性能进行了数值模拟,并采用CFD/ACTRAN混合方法评估了该风洞轴流风扇的气动噪声特性。该轴流风扇基于任意涡流叶栅设计方法,任意涡流指数取0.85,并结合叶栅数据进行修正。最终设计由16片桨叶和7片反扭导流片组成。桨叶叶根区域采用GOE797翼型(相对厚度16%),叶尖区域采用GOE796翼型(相对厚度12%),反扭导流片统一采用C4翼型(相对厚度12%)。数值模拟结果与实验验证对比表明:在设计转速310 r/min下,风扇流量的模拟值与实测值相对误差小于2.3%,电机输出功率的相对误差小于4.6%,风扇增压模拟值为2364.9 Pa,与设计值误差为3.4%。流场分析表明,气流轴向性保持良好,全工况范围内无流动分离。声学评估结果显示,在风扇转速310 r/min、对应开口试验段最高风速80 m/s条件下,入口与出口10 m测点处的总声压级分别为124 dB与123 dB,基频82 Hz处的离散噪声分别为115 dB与113 dB,实现了低噪声设计目标。 展开更多
关键词 气动声学风洞 轴流风扇 气动噪声 数值模拟 任意涡流叶栅设计方法
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尖锥高速边界层转捩动态气动特性测量及分析
3
作者 张毅锋 王新光 +2 位作者 郭雷涛 徐洋 陈琦 《航空学报》 北大核心 2025年第12期177-189,共13页
在高速流动中,边界层转捩不仅会显著增加热流,影响热防护设计,还会改变飞行器表面的气动力载荷,进而改变静/动稳定性,对飞行安全和操控特性带来影响,因此转捩是高性能气动设计关注的重要气动问题之一。以半锥角7°尖锥马赫数为6的... 在高速流动中,边界层转捩不仅会显著增加热流,影响热防护设计,还会改变飞行器表面的气动力载荷,进而改变静/动稳定性,对飞行安全和操控特性带来影响,因此转捩是高性能气动设计关注的重要气动问题之一。以半锥角7°尖锥马赫数为6的流动为研究对象,在?1 m常规高速风洞中开展了强迫振动动导数测量试验,同步测量了红外热图,不仅获得了不同雷诺数、攻角下俯仰力矩静/动导数,而且得到了清晰的转捩阵面,通过二者对比分析了静/动稳定性与转捩位置的关系,并通过典型转捩流动的定常数值模拟分析了气动力矩特性改变的机制,弥补了之前研究手段的不足,进一步明确了转捩与动态气动特性之间的关系和物理机制。研究结果表明:转捩对动态气动特性的影响与转捩区域相对质心的位置密切相关,当转捩阵面处于质心下游区域时,静/动稳定性会发生显著改变;转捩发生后引起壁面压力、摩阻的非对称变化是导致静/动稳定性改变的根本原因,其中摩阻在转捩引起的附加力矩中具有和压力相当的作用。 展开更多
关键词 高速流动 边界层 转捩 气动稳定性 风洞试验
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基于IPDG的槽道流大涡模拟及亚格子模型影响
4
作者 赵明 肖加兵 +4 位作者 丁秋实 郝世熙 陈雅男 刘伟 刘正先 《航空动力学报》 北大核心 2025年第5期339-349,共11页
在高精度改进内罚间断伽辽金(interior penalty discontinuous Galerkin,IPDG)有限元方法基础上,结合大涡模拟(large eddy simulation,LES)方法对槽道流进行数值模拟研究。研究采用4种亚格子模型(Smagorinsky模型、壁面修正Smagorinsky... 在高精度改进内罚间断伽辽金(interior penalty discontinuous Galerkin,IPDG)有限元方法基础上,结合大涡模拟(large eddy simulation,LES)方法对槽道流进行数值模拟研究。研究采用4种亚格子模型(Smagorinsky模型、壁面修正Smagorinsky模型、壁面适应局部涡黏度(WALE)模型、动态模型)。体马赫数分别为0.2和0.7,分别对应不可压缩和弱可压缩流动。结果表明:在上述IPDG-LES框架内,Smagorinsky模型由于边界层内的过耗散特性精度较低;采用壁面衰减函数修正的Smagorinsky模型可以提升精度,但在近壁区黏度仍然过大;WALE模型和动态模型的结果总体上优于上述Smagorinsky模型,与参考文献较为接近。其中动态模型总体上精度最高。此外,不同模型在体马赫数0.2和0.7时表现近似,说明IPDG-LES方法对弱可压缩流动具有较好适应性。 展开更多
关键词 内罚间断伽辽金(IPDG) 大涡模拟 亚格子模型 槽道流 亚声速流
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基于CPU-GPU的超音速流场N-S方程数值模拟
5
作者 卢志伟 张皓茹 +3 位作者 刘锡尧 王亚东 张卓凯 张君安 《中国机械工程》 北大核心 2025年第9期1942-1950,共9页
为深入分析超音速流场的特性并提高数值计算效率,设计了一种高效的加速算法。该算法充分利用中央处理器-图形处理器(CPU-GPU)异构并行模式,通过异步流方式实现数据传输及处理,显著加速了超音速流场数值模拟的计算过程。结果表明:GPU并... 为深入分析超音速流场的特性并提高数值计算效率,设计了一种高效的加速算法。该算法充分利用中央处理器-图形处理器(CPU-GPU)异构并行模式,通过异步流方式实现数据传输及处理,显著加速了超音速流场数值模拟的计算过程。结果表明:GPU并行计算速度明显高于CPU串行计算速度,其加速比随流场网格规模的增大而明显提高。GPU并行计算可以有效提高超音速流场的计算速度,为超音速飞行器的设计、优化、性能评估及其研发提供一种强有力的并行计算方法。 展开更多
关键词 超音速流场 中央处理器-图形处理器 异构计算 有限差分
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全自动超声速流动计算架构及实现
6
作者 刘君 陈洁 +2 位作者 卢俊宇 汪骥 徐春光 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第1期83-93,共11页
实现CFD计算流程中网格生成及计算流程的自动化,能显著提高CFD仿真效率,具有重要应用价值。以扎染算法为基础的全自动CFD模拟技术架构,实现输入实体模型后无须几何清理,即可自动生成网格、快速开始无黏超声速流场计算的功能。通过二维... 实现CFD计算流程中网格生成及计算流程的自动化,能显著提高CFD仿真效率,具有重要应用价值。以扎染算法为基础的全自动CFD模拟技术架构,实现输入实体模型后无须几何清理,即可自动生成网格、快速开始无黏超声速流场计算的功能。通过二维数值算例验证了该技术的计算精度和非结构有限体积法相当,但计算效率明显提升;开发出基于手绘模型实时开始计算的Auto-CFD软件,理论上能对二维任意外形进行全自动模拟计算;将该技术从二维空间推广到三维,以激光扫描汽车得到的不规则点云作为外形演示了本技术对复杂外形问题的适应能力。基于扎染算法发展的Auto-CFD技术架构,兼容主流差分格式,具有良好的网格适应性,有望解决现有Auto-CFD软件存在的技术问题。 展开更多
关键词 非结构网格有限差分法 笛卡儿网格 网格生成 软件自动化 扎染算法
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大型飞机全尺寸多段翼结冰特性计算和试验
7
作者 易贤 任靖豪 +2 位作者 赖庆仁 刘宇 王强 《航空学报》 北大核心 2025年第5期193-204,共12页
采用数值模拟和大型结冰风洞试验相结合的方法,开展了典型大飞机全尺寸三段翼的结冰特性研究。基于结冰数值计算软件NNW-ICE发展了适合于多段翼结冰模拟的计算方法,包括液滴收集计算的高效拉格朗日算法,考虑液膜非定常流动特性的结冰相... 采用数值模拟和大型结冰风洞试验相结合的方法,开展了典型大飞机全尺寸三段翼的结冰特性研究。基于结冰数值计算软件NNW-ICE发展了适合于多段翼结冰模拟的计算方法,包括液滴收集计算的高效拉格朗日算法,考虑液膜非定常流动特性的结冰相变计算方法,适合于多时间步结冰计算的结冰界面、网格重构方法。在此基础上,采用NNW-ICE进行了典型状态下三段翼结冰计算,并在中国空气动力研究与发展中心的3 m×2 m大型结冰风洞开展了该翼型的全尺寸试验,重点分析了缝翼背面的结冰特性。结果表明,除了缝翼、主翼的迎风面前缘,襟翼的下翼面有结冰,缝翼背面也会结冰。研究发现了缝翼背面冰形会表现出独特的双冰脊形态,并通过计算分析,揭示了双冰脊现象形成的原因,可为飞机增升装置、防除冰设计提供参考。 展开更多
关键词 多段翼 结冰模拟 结冰风洞试验 水收集特性 冰形
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波浪柱涡激振动自适应减振控制数值研究
8
作者 邹琳 冯小闯 +2 位作者 左红成 张毓辰 肖俊 《力学学报》 北大核心 2025年第9期2107-2121,共15页
基于大涡模拟(LES)技术和重叠网格技术,对波浪柱在方位角90°/270°和120°/240°处施加吸气控制时的涡激振动(VIV)机制进行数值研究.同时,为了实现波浪柱涡激振动抑制的自适应吸气控制,通过实时监测波浪柱附近流场的... 基于大涡模拟(LES)技术和重叠网格技术,对波浪柱在方位角90°/270°和120°/240°处施加吸气控制时的涡激振动(VIV)机制进行数值研究.同时,为了实现波浪柱涡激振动抑制的自适应吸气控制,通过实时监测波浪柱附近流场的速度信息并将其作为强化学习(RL)框架中的反馈信息,以降低涡激振动振幅和减少能量输入为优化目标,利用近端策略优化算法(PPO)来调整吸气控制的动量系数.研究发现:施加吸气控制后,锁频区间显著缩小,但波浪柱的起振风速有所提前.吸气控制降低了柱体背面的负压,抑制了波浪柱涡激振动的脉动激励,剪切层在顺流向得以延长,旋涡脱落模式转变为平行脱落,尾涡呈长条状.在120°/240°处施加吸气控制的减振效果更优,与未受控条件相比,振幅比峰值降低了约73.17%.自适应控制过程显示,在最开始的较短时间内,闭环控制采用动量系数高于开环控制,以快速降低振动幅度;随后使用较低动量的吸气控制维持低幅度状态,总体吸气控制能量低于开环控制,且与未受控工况相比,振幅比降低了约96.9%.研究结果实现了波浪柱的自适应抑振闭环控制,为钝体绕流的自适应主动控制提供了新的思路和方法. 展开更多
关键词 波浪柱 涡激振动 吸气控制 抑制振动 自适应控制
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“高超声速高温流场测量技术”专题简介
9
作者 朱涛 赵金山 《实验流体力学》 北大核心 2025年第2期I0001-I0001,共1页
认识和理解高超声速高温流动现象,是支撑飞行器气动设计与热防护系统验证的核心,同时也对高超声速高温流场精细诊断及物面载荷精确测量提出了近乎苛刻的要求。在高速、高温、高压环境下,传统测量技术在瞬态响应、抗干扰与多场耦合解耦... 认识和理解高超声速高温流动现象,是支撑飞行器气动设计与热防护系统验证的核心,同时也对高超声速高温流场精细诊断及物面载荷精确测量提出了近乎苛刻的要求。在高速、高温、高压环境下,传统测量技术在瞬态响应、抗干扰与多场耦合解耦等方面仍面临严峻挑战,亟需实现高超声速高温流场测量理论与应用技术的双重突破。 展开更多
关键词 高超声速高温流场 飞行器气动设计 测量技术
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协同射流后掠翼增升减阻数值模拟研究
10
作者 王博 杨旭东 +1 位作者 宋笔锋 孙恺 《航空计算技术》 2025年第5期1-6,12,共7页
以NACA23012翼型为控制型面,构建了包含内部导流管道的无限展长协同射流(CFJ)后掠翼计算模型,开展了后掠角、射流方向、喷口动量系数对协同射流后掠机翼气动特性的影响规律研究。分析了后掠角对CFJ后掠翼增升减阻的影响规律,阐明了不同... 以NACA23012翼型为控制型面,构建了包含内部导流管道的无限展长协同射流(CFJ)后掠翼计算模型,开展了后掠角、射流方向、喷口动量系数对协同射流后掠机翼气动特性的影响规律研究。分析了后掠角对CFJ后掠翼增升减阻的影响规律,阐明了不同典型管道下的射流方向对主流与射流掺混效应及能量交换的影响机理,针对相关规律进行CFJ后掠翼风洞试验初步研究。研究表明:协同射流吹气管道外形对射流方向有显著影响,当射流与主流方向存在夹角时会产生流向涡,显著提高射流与主流的能量传递效率,提高升力系数,并且CFJ增升减阻效果对喷口动量系数的敏感度更高。当射流与主流偏角过大时,粘性耗散增加,减弱了主流获取能量的能力,导致增升减阻效果变差。 展开更多
关键词 协同射流 后掠翼 增升减阻 掺混效应
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弹性效应对Z形折叠翼气动特性的影响
11
作者 祁武超 李亚冬 +1 位作者 张梓浩 田素梅 《沈阳航空航天大学学报》 2025年第5期12-19,共8页
为准确捕捉不同折叠角下Z形折叠翼的气动特性,考虑不同翼段结构弹性效应的影响,基于准稳态环境构建了参数化气动-结构耦合模型。在ANSYS Workbench软件中采用RNG k-ε湍流模型和Coupled算法,对折叠翼在弹性效应作用下的气动特性进行数... 为准确捕捉不同折叠角下Z形折叠翼的气动特性,考虑不同翼段结构弹性效应的影响,基于准稳态环境构建了参数化气动-结构耦合模型。在ANSYS Workbench软件中采用RNG k-ε湍流模型和Coupled算法,对折叠翼在弹性效应作用下的气动特性进行数值模拟,并与刚性机翼的特性进行对比。此外,系统探讨了弹性折叠翼在不同飞行环境中的变形规律。结果表明,在弹性效应作用下,折叠翼的升力和俯仰力矩绝对值略低于刚性机翼;且随着折叠角的增大,弹性变形对机翼整体气动性能的影响趋于平稳。当折叠角度为90°时,弹性与刚性机翼的升力和俯仰力矩仅相差0.93%和0.70%。此外,在弹性效应影响下,机翼的最大变形出现在翼尖处,且随折叠角度的增大,翼尖变形量逐渐减小。 展开更多
关键词 折叠翼 数值模拟 弹性效应 气动特性 准稳态
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基于注意力机制的翼型反设计方法 被引量：3
12
作者 王超杰 何磊 +2 位作者 李川 钱炜祺 黄友翔 《航空动力学报》 北大核心 2025年第1期285-292,共8页
为了简化翼型反设计的过程,基于注意力机制设计了一个端到端的,应用于翼型反设计的深度学习模型,该模型可以学习到翼型曲线和压力分布之间的联系,直接输入压力分布图像就可以得到与之对应的翼型图像。生成了6561组样本,其中6000组样本... 为了简化翼型反设计的过程,基于注意力机制设计了一个端到端的,应用于翼型反设计的深度学习模型,该模型可以学习到翼型曲线和压力分布之间的联系,直接输入压力分布图像就可以得到与之对应的翼型图像。生成了6561组样本,其中6000组样本用于训练,561组样本用于验证。实验结果表明:该模型在验证集上的方均根误差为0.0023,平均相对偏差为2.53%,训练耗时743.4 s,验证耗时12.18 s,预测一个翼型曲线平均耗时0.0217 s,由此表明该模型具有较高的精度和效率。 展开更多
关键词 翼型反设计 翼型曲线 压力分布 深度学习 注意力机制
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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
13
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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可悬停仿生扑翼微型飞行器气动设计综述 被引量：2
14
作者 程诚 陈隆 +1 位作者 张艳来 吴江浩 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第2期1-26,I0001,共27页
可悬停仿生扑翼微型飞行器以昆虫或蜂鸟为仿生对象,具有可悬停、气动效率高、隐蔽性强等特点,应用前景广阔。然而现有仿生扑翼微型飞行器的气动力和气动效率与生物对象仍有较大差距,影响了续航和负载能力,限制了其实际应用场景。本文综... 可悬停仿生扑翼微型飞行器以昆虫或蜂鸟为仿生对象,具有可悬停、气动效率高、隐蔽性强等特点,应用前景广阔。然而现有仿生扑翼微型飞行器的气动力和气动效率与生物对象仍有较大差距,影响了续航和负载能力,限制了其实际应用场景。本文综述了可悬停仿生扑翼微型飞行器的研究现状、气动分析方法、生物高升力机理及其应用,重点梳理了实现扑翼高升力、高气动效率、低噪声等的关键设计方案,并分析了这些设计参数对飞行器性能的影响规律。最后,展望了可悬停仿生扑翼微型飞行器气动设计的未来发展方向,为后续研究提供参考和借鉴。 展开更多
关键词 扑翼微型飞行器 气动设计 仿生扑翼 空气动力学 可悬停飞行
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基于ANCF和SPH的柔性降落伞流固耦合动力学仿真 被引量：2
15
作者 李庆军 鲁媛媛 +1 位作者 徐方暖 王博 《航空学报》 北大核心 2025年第1期114-128,共15页
针对降落伞在展开后下降过程中,降落伞与空气流场之间的柔性结构流固耦合动力学问题,鉴于绝对节点坐标方法(ANCF)在描述柔性结构大变形问题时,克服了传统有限元建模方法带来的弹性变形与刚性变形强耦合问题,本文基于ANCF建立柔性伞绳和... 针对降落伞在展开后下降过程中,降落伞与空气流场之间的柔性结构流固耦合动力学问题,鉴于绝对节点坐标方法(ANCF)在描述柔性结构大变形问题时,克服了传统有限元建模方法带来的弹性变形与刚性变形强耦合问题,本文基于ANCF建立柔性伞绳和伞衣的力学模型。同时,考虑到光滑粒子流方法(SPH)在流场极大变形时,能够自然地捕获快速移动的界面和自由表面,本文采用SPH模拟空气流场,通过弹簧-阻尼模型描述流体粒子和柔性结构之间的耦合效应,对大柔性降落伞进行流固耦合动力学仿真研究。通过数值试验发现:随着流场速度的增大,降落伞有效面积平均值虽然只出现小幅下降,但随时间变化的幅度显著增加。本文研究结果将为柔性降落伞设计提供理论支撑。 展开更多
关键词 降落伞 流固耦合 绝对节点坐标方法 光滑粒子流方法 动力学
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高负荷平面叶栅风洞流场品质分析及改进试验 被引量：2
16
作者 蔡明 王利敏 +2 位作者 高丽敏 景丽娜 王磊 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期44-52,I0001,共10页
良好的平面叶栅风洞流场品质是保证叶栅试验数据有效性的关键。详细测量并分析了某亚声速压气机平面叶栅在不同来流条件下的流场品质,根据叶栅风洞情况建立了相应的上端壁抽吸调控方案,研究了不同抽吸强度下上端壁抽吸对叶栅流场品质的... 良好的平面叶栅风洞流场品质是保证叶栅试验数据有效性的关键。详细测量并分析了某亚声速压气机平面叶栅在不同来流条件下的流场品质,根据叶栅风洞情况建立了相应的上端壁抽吸调控方案,研究了不同抽吸强度下上端壁抽吸对叶栅流场品质的改善效果。研究表明:高负荷压气机叶栅在整个工作范围均存在栅前流场不均匀、来流攻角不准确的问题,叶栅被测通道的实际攻角比风洞几何设定值大2°~3°。随着叶栅负荷增大(来流马赫数和攻角增加),流场品质逐渐下降;来流攻角同时影响着栅前马赫数和气流角的均匀性,来流马赫数主要影响栅前马赫数的均匀性。上端壁抽吸能够有效改善大攻角下叶栅流场品质不佳的问题,存在使叶栅流场品质达到最佳的临界抽吸静压,超过临界值后叶栅流场品质逐渐下降。临界抽吸静压下,栅前流场均匀性良好,被测通道的攻角与设定值的差异减小至0.5°~0.9°;叶栅二维性和出口总压损失周期性均有所提升,但是叶栅出气角周期性基本不变。 展开更多
关键词 平面叶栅风洞 叶栅试验 压气机叶栅 流场品质 端壁抽吸
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考虑全机声爆特性的超声速自然层流机翼设计方法 被引量：1
17
作者 郑可风 宋文萍 +6 位作者 聂晗 丁玉临 乔建领 陈晴 王奕衡 宋科 张科施 《航空学报》 北大核心 2025年第20期253-275,共23页
低阻/低声爆设计是超声速民机重返蓝天并实现持续商业运营的关键技术之一。对于超声速民机来说,自然层流机翼技术的减阻潜力已得到初步验证,然而如何在全机低声爆约束下开展自然层流机翼设计仍需进一步研究。研究了对自然层流设计起决... 低阻/低声爆设计是超声速民机重返蓝天并实现持续商业运营的关键技术之一。对于超声速民机来说,自然层流机翼技术的减阻潜力已得到初步验证,然而如何在全机低声爆约束下开展自然层流机翼设计仍需进一步研究。研究了对自然层流设计起决定作用的机翼压力分布特征对全机声爆特性的影响,进而提出了考虑全机声爆特性的超声速自然层流机翼设计方法。分析了机翼压力分布变化对声爆等效截面积分布、声爆波形的影响。结果表明,在经过低声爆设计的构型上,改变机翼压力分布主要导致全机轴向升力分布的变化,并破坏原构型的具有低声爆特征的激波-膨胀波系,进而使地面声爆增大。基于上述发现,发展了考虑全机声爆特性的超声速自然层流机翼设计方法,该方法包含3个主要步骤:开展低声爆设计以确定初始构型的布局形式与机身形状;开展多轮次机翼压力梯度反设计以获得自然层流减阻所需的压力分布;对机身及平尾/垂尾开展多轮次低声爆修形设计,补偿机翼压力分布改变带来的声爆特性变化,降低全机声爆强度。采用本方法在一个30 t级超声速民机方案上开展自然层流机翼设计。结果表明:方案在保持良好低声爆特性(地面声爆强度81.7PLdB)的基础上,机翼上表面可维持33%的自然层流范围,摩擦阻力较基准减小5.2%,验证了本文方法的有效性。 展开更多
关键词 超声速民机 自然层流机翼设计 低声爆设计 压力梯度反设计 声爆特性
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基于嵌入式神经网络数据预测的多体分离安全评估平台 被引量：1
18
作者 吴岸平 林敬周 +2 位作者 王岩 邹东阳 解福田 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第3期42-50,I0001,共10页
针对高速飞行器头罩分离等高动态多体分离问题,开展气动特性智能预测与分离轨迹仿真模拟研究,为分离系统设计、分离窗口选择、分离方案优化与评估提供技术支撑。选取典型状态点进行数值模拟计算和网格测力风洞试验,建立气动数据库。采... 针对高速飞行器头罩分离等高动态多体分离问题,开展气动特性智能预测与分离轨迹仿真模拟研究,为分离系统设计、分离窗口选择、分离方案优化与评估提供技术支撑。选取典型状态点进行数值模拟计算和网格测力风洞试验,建立气动数据库。采用融合高、低保真度数据的嵌入式神经网络进行学习训练,并结合遗传算法对神经网络结构进行优化,得到的气动力系数预测结果相较网格测力试验结果误差小于5%。在此基础上,采用四阶龙格-库塔法求解飞行器六自由度运动方程,建立了基于神经网络训练结果的分离轨迹仿真模拟方法。通过在不同初始分离条件下开展蒙特卡罗分析和灵敏度分析,评估了影响分离安全的主要因素。研究结果表明,与风洞CTS模拟轨迹结果相比,平台分离轨迹预测可靠,成本代价较低,可快速提升轨迹模拟能力,为分离方案设计提供有力支撑。 展开更多
关键词 多体分离 轨迹预测 安全评估平台 嵌入式神经网络 遗传算法
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基于TBCC进排气一体化的引射喷管气动设计研究 被引量：1
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作者 张可心 黄河峡 谭慧俊 《航空动力学报》 北大核心 2025年第6期384-397,共14页
针对引射喷管在设计点的型面设计参数开展了数值仿真研究,探究了主喷管长度、引射喷管喉道面积、喉道位置、扩张段面积变化规律对流动特性及推力性能的影响。研究表明:减小主喷管长度、适当增加引射喷管喉道面积、使引射喷管喉道位置向... 针对引射喷管在设计点的型面设计参数开展了数值仿真研究,探究了主喷管长度、引射喷管喉道面积、喉道位置、扩张段面积变化规律对流动特性及推力性能的影响。研究表明:减小主喷管长度、适当增加引射喷管喉道面积、使引射喷管喉道位置向后移动、增加扩张段横截面积均有利于提升引射喷管的推力系数,而各型面参数对引射喷管的影响主要体现在主流膨胀程度及剪切层特性上。经验证,在全包线工作范围(马赫数为0~4)内引射喷管取得较优的气动性能,设计状态推力系数可达0.96。 展开更多
关键词 引射喷管 型面参数 剪切层特性 流动特性 推力性能
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考虑湍流模型不确定性量化的喷管伴随优化设计 被引量：1
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作者 李安娜 孙中国 +1 位作者 黄柱 席光 《西安交通大学学报》 北大核心 2025年第3期1-8,共8页
为提高工程中广泛采用的基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)模型设计优化的可靠性和稳健性,针对RANS模型存在的结构不确定性,通过质心图和雷诺应力的可实现性对其进行合理量化,采用自适应非均匀扰动方法对湍流各向异性张量的特征值和特征... 为提高工程中广泛采用的基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)模型设计优化的可靠性和稳健性,针对RANS模型存在的结构不确定性,通过质心图和雷诺应力的可实现性对其进行合理量化,采用自适应非均匀扰动方法对湍流各向异性张量的特征值和特征空间施加扰动,并对模型预测的不确定区间进行数值估计。提出了一种RANS模型不确定性量化框架下的伴随设计优化方法,探索了该方法在拉瓦尔喷管优化设计中的应用,通过6次模拟获得了不同扰动下的优化几何型线,不同型线所围成的区域(置信区间)反映了模型结构不确定性引起的几何优化差异。研究结果表明:在不同扰动下,优化后的喷管总压损失降低了6.7%~19.2%,实现了喷管性能的稳健提升,获得的置信区间降低了对制造公差的敏感性,从而在一定程度上降低了精度要求和制造成本。研究结果展示了考虑RANS模型不确定性量化的优化设计在航空航天工程应用中的潜在价值和指导作用。 展开更多
关键词 不确定性量化 伴随优化设计 湍流模型 喷管 制造公差
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