首页>中文会议>其他>第二届全国非定常空气动力学学术会议

第二届全国非定常空气动力学学术会议

召开年：2014
召开地：河南南阳
出版时间： 2014-07

主办单位：中国力学学会流固耦合力学专业委员会非定常气动力专业组

会议文集：第二届全国非定常空气动力学学术会议论文集

会议论文

热门论文

全部论文

全选（0）

1.基于非结构动网格的激波装配法
- 邹东阳;刘君;张帆;董海波
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：随着航空航天事业的不断发展,飞行器对于速度的追求不断提升.飞行马赫数的增大引起的复杂流动对数值模拟提出了挑战.常规的激波捕捉方法在对此类复杂流动的模拟中存在稳定性、精度等诸多方面的问题.本文以非结构动网格技术为基础对激波装配方法进行了发展.通过对高超声速流动对激波装配法和激波捕捉方法进行了比较分析.结果表明,尽管激波装配相对激波捕捉较为复杂,但是其在对高超声速复杂流动模拟中具有非常大的优势.
2.基于体积分数的浸没边界法
- Yuelong He;何跃龙;Dun Li;李盾;Shuai Liu;刘帅;Handong Ma;马汉东
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：由于浸没边界法在处理复杂外形和动态问题时具有极强的灵活性,因而受到广泛的关注.在当前的研究和应用中,关于浸没边界法的工作主要集中在低马赫数流场的模拟;关于高马赫数流动环境中浸没边界法的研究较少.本文通过引入体积分数,发展了一种简便的浸没边界法,方便的实现了全场直角网格统一求解,且能方便的扩展至三维情况.其中物面内区域流场值采用虚拟网格法的方式获得,流场内目标点通过Choi的指数插值法得到.通过对跨声速区翼型绕流和马赫1.3尖楔激波衍射算例的模拟,显示本方法能捕捉高速流动中的激波、膨胀波、波涡干涉、激波反射等流动结构,表明本文发展的基于体积分数的浸没边界法是一种适用于高速流动问题,且易于向三维复杂外形和动态问题扩展的数值方法.
3.基于DDES方法的动态数值模拟研究
- MA Hai;马海;XU Zhifu;徐志福;LIU Chunming;刘春明;BU Chen;卜忱
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文采用滑移网格技术,分别采用RANS和DDES方法,数值模拟了三维运动物体的非定常流场.通过对NACA 0012翼型的计算研究,证明了DDES相对于RANS方法的优势,将三维的DDES模拟经验应用于一种先进战斗机布局的低速大幅振荡过程的气动力计算,获得了该布局的动态气动力随时间的变化历程,并与中航工业气动院FL-8风洞的试验数据进行了比较.结果表明,CFD计算结果与试验数据吻合程度较好,形成的研究结论对于这种布局的低速大迎角动态气动特性的数值模拟具有工程应用价值.
4.DES方法在压气机叶栅中的应用研究
- 高丽敏;杨泽宇
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文针对压气机叶栅中的大分离现象,文章对二维叶栅中的流动采用分离涡模拟(DES),对控制方程中对流项分别应用了二阶中心格式和四阶中心格式的离散方法:并以某叶栅为研究对象,对其两个来流攻角条件进行了数值模拟,检验了DES方法对二维叶栅涡结构的捕捉能力,以及对流项不同离散格式对数值模拟结果的影响.
5.旋翼流场的转/静交界面数值模拟方法
- Jin Yi-xing;金奕星;Xia Jian;夏健
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文基于非结构网格给出了两种转/静交界面方法进行旋翼流场数值模拟,一种是冻结转子法,另一种是混合平面法.这两种方法与通常的旋翼流场非定常数值模拟相比,解决了计算复杂,收敛困难,对计算硬件需求高,计算周期长的问题.这两种方法都需要构造转/静交界面,所构造的交界面不需要保证点对接,只需要满足面对接.冻结转子法的思想是在转/静交界面处采用插值的方式来传递流场信息.混合平面法的思想是对交界面进行合理的分层,在每一层里进行流场变量的平均(混合),构造临时边界条件来实现流场信息传递.通过Caradonna-Tung旋翼算例的Euler方程和N-S方程的数值模拟,验证了这两种方法在模拟旋翼流场方面的可行性和准确性.
6.周期非定常流动时间谱方法高效计算
- XIE Lijun;谢立军;YANG Yunjun;杨云军;LIU Zhou;刘周
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文针对周期非定常流动工程应用亟需的高效、高精度发展目标,在不断发展的频域方法的基础上,建立了时间谱方法全隐式的计算格式,改善了采样点数较大时的数值稳定性;发展了SST湍流模型谱离散格式,提高了时间谱方法工程实用性.将时间谱方法应用于数值模拟NACA0015和HBS的强迫振动,计算结果与实验数据吻合较好,验证了时间谱方法在亚声速和高超声速范围的适用性.针对HBS,分析研究了攻角和Ma数对动导数的影响规律.时间谱方法相对双时间步法的计算效率随来流Ma数的增大而提高,在高超声速范围时间谱方法的效率优势达到一个量级以上.
7.一种基于当地流活塞理论的超音速高超音速动导数高效计算方法研究
- Liu Yilang;刘溢浪;Zhang Weiwei;张伟伟;Tian Balin;田八林;Ye Zhengyin;叶正寅
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：动导数是飞行器稳定性和操作性分析的原始输入参数.目前的计算方法主要包括工程方法和非定常CFD数值方法.前者虽具有较高的效率,但精度较低,后者则计算量较大.当地流活塞理论结合了CFD技术高精度和经典活塞理论高效率的优点.采用基于定常CFD技术的当地流活塞理论,发展了一种高效、高精度的超音速、高超音速飞行器动导数的计算方法.论文以纵向刚体模态为例推导了动导数的计算公式.通过两个国际标模算例的对比验证,证明了该方法的正确性和计算精度.
8.简谐振动对高超声速平板绕流表面气动加热的影响
- HU Peng-ju;胡鹏举;ZHANG Liang;张亮;ZHENG Jin-xin;郑金鑫
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文通过CFD数值计算,探讨前缘钝化平板做强迫简谐振荡时,其表面气动加热情况.通过刚性结构动网格技术,采用LU-SGS双时间步法和Roe格式求解非定常Navier-Stokes方程,计算前缘钝化平板绕1/2弦点做俯仰简谐振荡运动高超声速粘性绕流解,分析一个振动周期中,不同攻角时,平板前缘物理驻点热流密度变化规律以及壁面热流密度分布情况.通过计算结果发现: 物理驻点热流密度随攻角变化的迟滞效应不明显,但除头部外的其它部位的热流密度在相同攻角、不同运动方向时,热流密度的分布有较大变化.
9.低速轴流压气机近失速工况动态压力测量及机理研究
- GAO Li-min;高丽敏;Liu Xiao-dong;刘晓东;Li Yong-zeng;李永增
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文采用壁面动态压力传感器对低速轴流压气机转子叶顶间隙内非定常流场完成测量,分析不同工况条件,获得叶顶间隙内流动与失速之间的内部联系.结果表明:试验台失速类型为模态波性失速;压气机运行在远离失速工况条件下,出现一特征频率,其频率大小及影响带宽随背压的升高出现规律性变化;对前缘点周向流场的分析可知,失速的发生与叶顶间隙泄露流的增强息息相关,且由于压力面的高压区前移引起叶顶间隙处压差的增加使得叶顶间隙泄露流增强,且在失速工况条件下出现前缘溢流.
10.跨音速抖振研究进展
- ZHANG Weiwei;张伟伟;GAO Chuanqiang;高传强;YE Zhengyin;叶正寅
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：跨音速飞行中,激波-附面层干扰会引起激波周期性自激振荡,这种现象称之为跨音速抖振.跨音速抖振引起的脉动载荷有可能引发飞行事故或造成结构疲劳,该问题一直是航空领域的研究难点.本文从风洞实验和数值模拟两个方向总结了跨音速抖振研究的主要方法,重点综述了近几年在跨音速抖振机理研究方面以及结构运动对抖振响应特性的影响方面取得的新进展,简要总结了跨音速抖振的被动控制及主动控制方法.在此基础上,提出了跨音速抖振后续研究的重点方向:抖振机理的进一步探究,结构弹性特征对抖振特性的影响以及闭环主动控制等.
11.跨音速单自由度颤振与抖振的伴生问题研究
- Gao Chuanqiang;高传强;Zhang Weiwei;张伟伟;Liu Yilang;刘溢浪;Ye Zhengyin;叶正寅
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：跨音速抖振是指在合适的马赫数和攻角下出现的气动不稳定现象,当前大部分的跨音速抖振研究都是针对静止机翼.本文仅考虑翼型的俯仰自由度,基于非定常雷诺平均N-S方程(URANS)建立结构和流场的耦合求解方法.研究发现,在亚临界抖振流动中,耦合系统会发生自激振荡现象.在经典理论中,这种稳定流动中的流固耦合失稳现象定义为颤振,但实际上这种自激振荡现象与抖振(流动失稳模态)密切相关.首先,只有在抖振临界状态附近并且当结构模态频率与抖振流动模态频率或其2倍频接近时才会发生自激振荡失稳;其次,在某些结构模态频率下会出现"锁频"现象.弹性机翼的跨音速绕流并不是纯粹的颤振或抖振问题,而是两者伴生的复杂物理现象.
12.高速颤振模型设计中模态截断对结果的影响分析
- Zhao ling;赵玲;ji chen;季辰;Liu Ziqiang;刘子强
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：颤振试验项目中,缩比模型与原型模型的匹配度直接影响试验结果的可信性.但模型设计时,难以做到完全的动力学相似,只能模拟低阶模态振型和频率.对模态截断阶数的判断缺少理论支撑.本文以一个翼面模型为分析对象,通过广义气动刚度系数、非定常气动力、颤振结果分析等多种手段,完成对模态阶数的选取.分析发现,基于振型的气动刚度系数,可作为颤振模型设计或颤振分析时模态选取或截断的快速判断方法.
13.可变形飞行器变形过程中非定常效应探讨
- 白鹏;陈钱;刘欣煜;陈农
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：智能可变形无人飞行器已经成为国内外航空航天学术届和工程界研究的热点领域之一.本文介绍了课题组在可变形飞行器气动研究方面的部分工作进展，着重探讨了针对低速不可压条件下滑动蒙皮方式变后掠过程中非定常动态气动特性及其可能存在的机理。
14.飞行器气动/飞行/控制一体化耦合模拟技术
- YANG Yun-jun;杨云军;LIU Zhou;刘周;DOU Guo-hui;豆国辉;ZhOU Wei-jiang;周伟江
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：基于非结构重叠网格技术和全局亚迭方法,本文发展了一种气动、飞行和控制一体化耦合的非定常求解策略,用于飞行器闭环控制的数值虚拟飞行研究.高超声速飞行器按照设计控制律,采用升降舵偏转进行连续变攻角操纵和静不稳定布局稳定控制;数值虚拟飞行逼真显现了上述非定常流动、运动与控制的时序演化过程.数值虚拟飞行与基于气动数据库插值的飞行仿真比较,控制的效果基本吻合但控制过程存在偏差.
15.基于飞翼布局飞行器大迎角状态空间法的非定常气动力建模
- LIU chao;刘超;SHI zhi-wei;史志伟;GONG zheng;龚正
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：文章对常规飞翼布局飞行器(SACCON)进行了动态单独俯仰和单独滚转试验.根据试验数据,利用傅里叶级数的方法得到"同相"和"反相"导数.采用状态空间法建立了飞行器的非定常数学模型,然后通过两步线性回归辨识出模型参数,并给出了带有误差限的特征时间常数分布.最后,将数学模型辨识结果与大攻角大振幅运动的试验数据进行对比,结果表明该模型建模结果基本上与试验气动数据变化一致,能够反映模型大攻角时的非线性和非定常特性,证明了该模型对于飞翼布局飞行器大攻角建模的可用性.但对于该建模方法能否用到具有复杂外形的飞行器仿真中,仍需要更深入的研究.
16.升力体高超声速飞行器横向稳定性研究
- 高清;赵俊波;李潜
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：HTV-2两次飞行试验的失败很可能都与横侧向稳定性差有关,对升力体外形的研究经验表明,在横侧向两个方向上,横向稳定性更弱.本文通过风洞试验研究了包括类HTV-2的两种升力体高超声速飞行器横向稳定性问题.在两种外形的滚转动态试验中,振动曲线随时间不是呈现单调收敛趋势,而是出现明显非线性多频谱周期性特征,这是高超声速流场存在多尺度扰动引起的.横向气动增稳措施需要从控制流场的多尺度绕流着手.本文尝试了一种通过在模型前体布置顺气流纵向绊线促使流动对称转捩的方法,实现了滚转振动曲线的单调收敛,增加了升力体高超声速飞行器的横向稳定性.
17.飞机大迎角非定常气动力微分方程模型研究
- YANG Wen;杨文;SHANG Zuming;尚祖铭;SUI Jianjun;眭建军;BU Chen;卜忱
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文在汪清提出的气动力系数微分方程模型的基础上,应用B-04动态标模大幅振荡试验数据,开展了有关建立大迎角非定常气动力模型问题的研究.针对建模中存在的问题,通过分析微分方程中非定常迟滞的影响参数与减缩频率的关系,提出了模型修正的基本方法,并最终建立一种微分方程组模型.辨识及预测结果表明,修正后的模型不仅改善了建模精度及预测准度,同时也提高了模型描述大迎角非定常气动力的能力.
18.风洞模型动态试验支撑系统研究
- 林麒
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文概述了进行风洞动态试验的各种支撑.分析了各种支撑在风洞动态试验中的应用及其优劣特点;重点论述了风洞模拟"自由飞行"的动态试验技术——风洞虚拟飞行试验VFT和风洞水平自由飞试验;特别介绍了具有机器人技术的绳牵引并联机构作为模型支撑在动态试验中的优势,一套支撑即可完成不同要求的风洞试验;给出了绳牵引并联机构作为模型支撑所获得的动导数试验结果;比较了绳牵引并联机构与弯刀支撑的动力学特性;提出了用于绳牵引并联机构支撑的内置式六分力天平的设计方法.
19.FD09风洞旋转天平试验系统研制
- HUANG Hao;黄浩;ZHANG Yongsheng;张永升;LIU Dan;刘丹
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：为了分析和预测飞机的尾旋特性,一般通过旋转天平风洞试验测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性.本文介绍了中国航天空气动力技术研究院FD09低速风洞近期成功研制了旋转天平试验系统,并完成了SDM标模和战斗机模型的对比验证试验.对比验证试验结果表明:本试验系统工作稳定可靠,试验结果与参考曲线有较好的重复性,并且本试验系统试验曲线的光滑性要更好一些,同时本试验系统给出的试验数据精度较高,可以用于开展型号试验及相关空气动力学研究.
20.高速风洞动导数试验技术
- 刘金;陈农;宋玉辉;胡静;解克
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：目前国内外研究机构对非传统构型的和升力体构型的航天飞行器的研究越来越多,和以往常规构型航天飞行器对比,对这类航天飞行器的研究需要准确的预测和精确测量动稳定导数.出于这个目的,中国航天空气动力技术研究院设计并且加工出一套适用于亚跨超声速风洞的强迫振动试验装置,这套试验装置为试验人员准确测量动稳定导数以及研究升力体构型的航天飞行器的非对称交叉、交叉耦合现象提供试验能力.
21.涡流发生器对细长体侧向力的控制研究
- Zhang Weiwei;张伟伟;Zhai Jian;翟建;Gao Chuanqiang;高传强;Zhang Yanhua;张艳华;Ye Zhengyin;刘凌
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：细长体大攻角下背风区出现的非对称涡对头部微小扰动非常敏感.将涡流发生器(微型三角翼)安置在半顶角为10°的细长体头部.本文通过调节涡流发生器相对模型轴线的滚转安装角,实现了对大迎角状态下旋成体侧向力的近似比例控制.研究了涡流发生器半展长、后掠角和攻角等参数对大攻角下细长体侧向力控制效果的影响.研究发现半展长为6mm、后掠角为45°的涡流发生器具有较好的控制效果,在一系列攻角下均能够实现侧向力的近似比例控制.由于该机构非常简单,在工程中具有一定的应用前景.
22.鸭式布局导弹尾翼旋转风洞实验研究
- ZHAO Jun-bo;赵俊波;YANG Hui;杨辉;XIN Xian-jun;忻贤钧
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文针对鸭式布局导弹鸭翼进行滚转控制时,鸭翼对尾翼的不对称洗流干扰问题,提出了一种尾翼旋转测力实验方法,以测量采用尾翼旋转方式消除不对称洗流对尾翼干扰的效果,并在跨音速风洞进行了风洞实验.结果对比分析表明,在尾翼固定情况下,由于副翼对尾翼的不对称洗流干扰影响,副翼存在舵效率降低、失效以及反操纵现象;当放开尾翼滚转自由度后,副翼所产生的不对称洗流能够激发并维持尾翼旋转运动,进而有效消除不对称洗流干扰,保证导弹的副翼控制效率.通过实验研究,证明了本文所提出试验方法的有效性.
23.自适应直角坐标网格在重叠网格中的应用研究
- LIU Song;刘松;Tian Shu-ling;田书玲
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文发展了基于自适应直角坐标网格的重叠网格技术,内部贴体网格采用结构网格,外部背景网格采用自适应直角坐标网格,背景网格基于网格间插值边界进行自适应加密,网格间通过插值进行信息交换.基于该方法发展了适合多体相对运动的非定常流数值模拟方法.其中,流动控制方程采用非定常雷诺平均NS方程,空间离散采用有限体积方法,通量计算采用Jamson中心格式,时间离散采用显式四步Runge-Kutta迭代,湍流模拟采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型计算湍流粘性系数.为验证算法的有效性,开展了多个数值算例研究,结果表明该方法在处理物体间存在大幅相对运动的非定常绕流问题具有优越性,且有较高的工程应用价值.
24.高阶DGM方法在非定常空气动力学中的应用
- ZHENG Xiao-bo;郑晓波;ZHANG Wei-wei;张伟伟
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文对间断Galerkin有限元法(DGM)进行了研究.在二维非结构网格上,根据间断有限元的基本理论,使用Gram-Schmidt方法构造的规范正交基函数对解进行近似描述,欧拉方程中的数值通量项采用高斯积分公式和Roe格式进行求解,时间推进采用五级四阶的TVD-RK方法.运用发展间断有限元方法对一维和二维非定常算例进行了数值求解,结果表明:间断Galerkin有限元法对非定常问题的计算具有良好的分辨率、很小的数值耗散和很好的激波捕捉能力.
25.关于'几何守恒律'的讨论
- Ma Rong;马戎;Chang XingHua;常兴华;Li Ming;李明;He Xin;赫新;Zhang LaiPing;张来平
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：随着现代飞行器的机动性和敏捷性日益提高,非定常效应和气动/运动非线性耦合现象日趋明显,基于准定常和线性假设的静动态气动数据库设计方法已难以描述气动力的非线性变化规律.基于非定常流场计算与飞行力学耦合一体化的完全时间相关仿真虽然能够较为精确地捕捉时间方向非常重要的非线性效应,但也引入了动态网格生成及动网格体系下控制方程求解的相关问题,例如非常著名的"几何守恒律(Geometric Conservation Law,GCL)"问题.本文针对任意拉格朗日欧拉(Arbitrary Lagrangian-Eulerian,ALE)的有限体积动网格方法中涉及的"几何守恒律"问题进行了研究,并通过均匀流保持性和等墒涡算例进行了初步的尝试和考核.
26.VOF方法在两相流仿真中的应用
- Qin Han;秦汉;Wu Yizhao;伍贻兆;Xia Jian;夏健
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文针对两相流中界面的捕捉问题,采用了VOF方法中的高精度格式CICSAM来减少耗散和消除非物理解.采用了一种类Rhie-Chow插值格式求解面的体积通量,压强离散采用包含有质量的动量方程主对角系数或基于密度反比进行插值,避免了由于界面两侧由于密度比过大而引起解的发散.对经典溃坝问题的模拟仿真与实验结果对比,验证了方法的可行性和准确性,同时展示了具有三维效应的溃坝算例.
27.基于非结构直角网格的间断Galerkin方法研究
- 刘帅;何跃龙;李盾
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：非结构网格可以适应任意复杂外形,并且利于进行网格自适应,而多数基于非结构网格的CFD软件都采用二阶精度计算格式,这就引发较大的数值耗散与色散.因此发展基于非结构网格的高精度计算方法越来越受CFD工作者的重视.本文采用间断Galerkin方法求解二维Euler方程,计算域采用非结构直角网格进行划分,采用一些标准算例模型对算法程序进行验证.结果表明本文发展的基于直角网格的DGM达到了理想的精度.
28.旋翼CFD计算准确度影响因素数值研究
- Ye Liang;叶靓;Zhang Ying;张颖;Zhu Xing Lin;朱兴林;Yang Shuo;杨硕
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文针对旋翼气动力CFD计算时的一些常见影响因素的选择问题,进行了数值计算讨论.计算求解器选择自研代码,该代码采用基于共享内存(OMP)的并行化方法,在嵌套网格系统下求解Navier-Stokes方程,空间方向上使用二阶迎风格式,时间方向采用双时间方法.讨论的问题包括背景网格数目对气动力及桨尖涡捕捉精度影响、远场动量理论修正作用效果及不同桨叶片数对计算结果影响等.通过数值计算,得到了一些具体因素对旋翼气动力计算结果影响的有用量化结论.
29.三角翼双自由度耦合运动气动特性的数值模拟研究
- 高娜
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文基于动网格的技术,利用有限体积法对N-S方程进行数值离散,选用k-ωSST湍流模型,对65.大后掠三角翼的受迫俯仰滚转运动进行了数值模拟,在此基础上,对俯仰滚转耦合运动的气动力特性和流场结构进行了分析.计算结果表明:俯仰滚转耦合运动时,三角翼上表面涡分布的非对称性将产生横侧方向的偏航力矩和滚转力矩,滚转力矩和偏航力矩随着滚转振幅角和滚转缩减频率的增大而增大,但对法向力影响不大.
30.复杂外形飞行器稳定性导数数值计算方法及应用
- Fangjian Wang;王方剑;Lan Chen;陈兰
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文利用CFD技术建立了复杂飞行器稳定性导数的数值计算方法.该方法通过模拟飞行器绕体轴的旋转运动和平动,采用参数辨识方法,从非定常气动力和力矩的时间历程中提取静/动导数.文中以导弹和飞机构型为例进行了方法验证,计算结果与相关文献中的风洞实验和计算结果进行了比较.结果显示,基于非定常RANS计算的动稳定性导数预测方法可以作为传统风洞动态试验的补充手段,可应用于复杂外形飞行器的动稳定特性研究.
31.一维非定常喷气推进中尾喷管设计方法研究
- QIU Hua;邱华;XIONG Cha;熊姹
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文针对脉冲爆震发动机尾喷管设计问题,首先基于等容燃烧排气模型,分析了非定常喷气推进中排气不均匀对发动机性能的影响及这种影响随燃烧室填充压比的变化特性;随后基于喷管中一维准稳态流动假设,理论推导并建立了采用时均总压方法确定尾喷管最佳面积比的设计方法,并在该等容排气模型中进行了验证;通过一维非定常数值仿真计算了发动机多循环工况下尾喷管出口气流状态的变化,研究了排气不均匀对发动机推进性能的影响,通过对比分析数值仿真结果,进一步验证了尾喷管时均总压设计方法在一维无摩擦非定常流中的适用性.
32.时间倾斜法在叶轮机械非定常模拟中的应用
- GAO Li-min;高丽敏;LI Ping;李萍;CHEN Xuan;陈璇;ZHOU Li;周莉
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文应用时间倾斜法处理非定常模拟中前后两排叶片栅距不相等的问题,通过对流动控制方程的时空转换,发展了相邻两叶排任意转速下非等栅距的非定常时间精确算法,使该方法拓展为适用于超常规动/动结构叶轮机械内的非定常流动计算.在此基础上编写了完整的时间倾斜法计算程序与约化算法计算程序.对某进口导叶/转子之间静/动干涉的非定常流场进行的计算表明:所发展的非等栅距非定常时间精确算法以较低的计算代价真实反映了叶轮机械内部的非定常特性.
33.侧向喷流非定常干扰效应研究
- Ren Shujie;任淑杰;Chen Gang;陈刚;Liu Yongli;刘永利
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文采用数值模拟技术对侧向喷流非定常干扰效应进行研究,通过多状态对比分析,给出了适用于此侧向喷流问题的非定常数值计算方法,并进行了侧向喷流开启和关闭后非定常流场建立和消退过程的研究.结果表明:1)喷流启动后,在2ms时,喷流强度和高度达到最大,但此时激波不稳定,进行不稳定摆动,至5ms时,喷流干扰流场完全建立并达到稳定状态.2)喷流关闭后,喷流前方弓形激波的强度和高度迅速减小,喷流影响区也迅速减小,至15ms时,喷流干扰影响完全消退.3)飞行参数对喷流干扰影响区及压力分布均有明显影响.
34.弹性双翼扑动推进特性分析
- CHEN Kong-jin;陈孔锦;ZHANG Wei-wei;张伟伟;YE Zheng-yin;叶正寅
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：在对称双翼后缘附加弹性薄板形成弹性双翼,对称双翼在作动力作用下做对称沉浮运动,弹性薄板随对称双翼运动的同时,在气动力、弹性力和惯性力的共同作用下还会做被动弹性运动.本文基于拉格朗日方程推导了计算模型的运动方程,非定常气动力通过求解雷诺时均NS方程获得.将计算模型的运动方程表示成状态空间形式,用杂交线性多步法对其进行求解.研究了双翼间距、弹性薄板固有频率、作动力幅值、作动力频率等参数对弹性双翼扑动推进特性的影响.研究表明双翼和弹性薄板能够改善扑动推进特性,提高推力系数和推进效率.
35.基于支持向量机的大迎角非定常气动力建模研究
- WANG Qing;汪清;QIAN WeiQi;钱炜祺;HE KaiFeng;何开锋
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：准确的气动力模型是大迎角飞行仿真和控制律设计的基础.由于大迎角非定常流动的许多机理问题尚不清楚,数学类气动力建模方法在模型结构确定和参数估计方面存在诸多困难.基于统计学习理论的支持向量机(SVM)为非线性系统建模提供了一种新的手段.本文探索了应用SVM进行大迎角非定常气动力建模的可行性.首先介绍了SVM的工作原理,然后详细阐述了支持向量机用于非定常气动力建模的相关问题,包括输入变量选择、输出变量选择,向量机参数确定等.最后,用三角翼俯仰振荡和全机构型滚转振荡风洞试验数据建立了相应的最小二乘支持向量机(LS-SVM)模型,并推广用于其它试验状态的气动力预测.预测结果与试验数据符合较好,表明LS-SVM具有很好的学习和泛化性能.
36.飞机纵横向耦合非定常气动力建模研究
- Su jianlong;苏建龙;Huang da;黄达
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：某飞机模型在低速风洞中进行了大振幅运动动态实验,获得了模型俯仰滚转耦合运动和在不同支撑攻角下做单自由度滚转运动时的非定常空气动力.本文以模型单独滚转运动时的非定常空气动力作为样本数据,通过多项式代数模型的方法进行气动力建模,仿真计算俯仰滚转耦合运动状态下的气动力.通过比较仿真结果和风洞实验结果表明,该方法采用横航向非定常空气动力实验结果较好地预测了纵横向耦合运动的非定常空气动力.
37.基于神经网络的飞机大攻角非定常气动力预测
- 张瑞民
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文分别基于X-31A飞机绕俯仰轴振荡运动和F-18飞机作简谐振荡运动的试验数据,建立了用于预测飞机大攻角非定常气动力的改进的BP网络模型,验证了神经网络方法逼近非线性非定常气动力的能力.研究结果表明,本文所建立的神经网络模型的预测结果与验证数据非常接近,说明该神经网络模型可以有效地预测飞机大攻角非定常气动力.
38.低雷诺数下绕圆柱流动的非定常气动力建模与分析
- 李新涛;张伟伟;叶正寅
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文以数值仿真方法研究了低雷诺数下圆柱绕流对应的卡门涡街的动力学特征,划分了线性区范围.以圆柱的沉浮和旋转位移扰动流场,得到扰动作用下的非定常流场响应,采用系统辨识方法,建立二维流动的非定常动力学模型.降阶模型的谐振信号输入下的时域响应与直接数值模拟结果吻合较好,验证了模型的正确性.运用特征分析方法分析得到各阶模态特征值随雷诺数变化的规律.分析结果表明,当特征根穿越虚轴到达右半平面时,系统出现不稳定,动力学模型特征分析的临界雷诺数和频率特征与数值仿真结果一致,为今后的不稳定流动细致分析和主动控制奠定了基础.
39.非线性模态的气动参数辨识
- Jia Quyao;贾区耀;Jiang Zenghui;蒋增辉;Song Wei;宋威
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：气动参数辨识是确定作用在飞行器上气动载荷模态(数学模型)的有效的数值分析方法.近十多年的研究表明作用在飞行器上气动载荷的模态在一定条件下有可能呈强非线性特性、呈现非线性"混沌"、"多样解"的特性. 介绍了早期依据动态气动数值模拟获得的角位移—时间观测值完成的非线性气动模态的"混沌",以及依据动态气动数值模拟获得的角速度—时间观测值完成的非线性气动模态的辨识结果.
40.风洞虚拟飞行试验技术研究进展
- Huang Min;黄敏;Wang Zhongwei;王中伟
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：作为一种新兴的风洞动态试验技术,风洞虚拟飞行试验通过在风洞中将飞行器的气动、运动与控制综合处理,来实现较为逼真的模拟飞行器的真实机动运动过程,目的是直接给出飞行器的飞行动力学特性和动态飞行品质,考核飞行控制系统的可靠性和稳定性,前期诊断出空中飞行可能出现的系统故障.本文围绕非定常运动,从半实物仿真、飞行试验和传统意义上的风洞试验等方面,介绍风洞虚拟飞行试验的背景.从提供模型三自由度自由转动的模型支撑、用于气动力测量的天平等方面,介绍风洞虚拟飞行试验技术的国内外研究现状.
41.风洞多体分离自由飞试验
- Jiang Zenghui;蒋增辉;Jia Quyao;贾区耀;Song Wei;宋威;Chen Nong;陈农
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：文章基于中国航天空气动力技术研究院风洞自由飞课题组从事多年并已较为成熟的多体分离自由飞试验技术,对风洞多体分离自由飞试验技术进行了介绍,阐述了试验技术的特点及其分类.按照级间分离试验、抛撒分离试验和自由投放分离试验三种分类,对以往曾采用风洞多体分离自由飞试验技术进行的典型多体分离试验实例分别作了介绍.
42.风洞自由飞实验技术应用新领域
- Song Wei;宋威;Jia Quyao;贾区耀;Jiang Zenghui;蒋增辉
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文开始简单地介绍了风洞自由飞实验技术的特点和优点,随后着重介绍了风洞自由飞实验技术在新领域上应用的若干方向,主要有:(1)风洞自由飞模拟级间分离助推器剩余推力试验;(2)风洞自由飞模拟动能棒战斗部抛撒实验;(3)风洞自由飞测量飞行器气动阻力(或轴向力)实验;(4)风洞自由飞实验模拟飞行器控制面动作后瞬态气动力.最后对风洞自由飞实验手段在飞行器早期研制阶段的重要性作了展望.
43.等离子体射流控制机翼气动力矩的实验研究
- Liu Rubing;刘汝兵;Niu Zhongguo;牛中国;Wang Mengmeng;王萌萌;Hao Ming;郝明;Lin Qi;林麒
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文为考察火花放电等离子体射流控制机翼气动力矩的效果,在NACA0021平直机翼模型上安装火花放电等离子体射流发生器,通过改变射流发生器安装位置、射流角度及加载电参数,研究其控制机翼模型气动力矩的性能及机理.在NACA0021机翼模型近前缘处,布置2个火花放电等离子体射流发生器,采用气动力测量技术,在来流风速为20m/s时测得,攻角-4°～10°时,滚转力矩系数减小了10.6％～71％,攻角为14°、16°时,滚转力矩系数却增大了114.1％、535.9％;各攻角下偏航力矩系数减小了19.8％～64.7％.实验研究结果表明:等离子体射流可改变机翼模型横航向气动力矩,并可通过改变射流角度和加载电压频率调节等离子体射流控制横向气动力矩的效果.
44.跨声速飞机机翼突然失速试验技术研究
- ZhangJie;张杰;CaiYi;才义;Pan Jin-zhu;潘金柱;Bu Chen;卜忱
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文介绍了跨声速飞机机翼突然失速研究的背景、气动院在FL-3风洞中研制的自由滚转试验系统以及采用某飞机模型进行的不同构型静态和自由滚转试验,结合静态和动态试验数据分析了模型横向非指令性运动特性.建立了中航工业气动院跨声速飞机机翼突然失速的试验方法,并探索了具有跨声速机翼突然失速的飞机横向失稳运动特性.
45.飞行器抖振测量试验方法研究
- ZHAO XiaoJian;赵小见;ZHAO Lei;赵磊
- 《第二届全国非定常空气动力学学术会议》 | 2014年
摘要：本文主要研究了弹翼抖振风洞测量方法及弹翼抖振特性.抖振试验是通过脉动压力测试方法获得弹翼表面动载荷激励及载荷特征频率,通过加速度、翼根弯矩测试方法获得结构的振动模态.试验结果表明:该弹翼抖振主要是由激波振荡引起的,激波振荡流动区的特征频率在某些状态下恰好与结构的低阶固有频率一致,进一步加剧了结构振动.飞行器抖振特性试验研究为飞行器结构设计提供有力的数据支持.