基于CFD计算和遗传算法的乘波体优化

针对定常楔形角方法生成的乘波体外形,直接通过CFD计算得到其外部粘性流场进而得到升阻比,然后应用遗传算法,以最大升阻比为目标,得到了一组优化的外形参数．分别用Gambit和Fluent的命令行接口进行网格划分和实际的流场计算．为了实现计算过程的自动化,通过matlab和bash脚本编程黏合起这些过程．最后,针对得到的优化外形,计算了不同来流马赫数和攻角下的流场并分析了升力系数、阻力系数以及升阻比随马赫数和攻角变化趋势,得到了一些有趣的规律．     

基于NSGA2与FIuent耦合的分析方法翼型优化

将分析方法引入飞行器气动优化设计,在FIuent软件中进行二次开发,编写了计算熵产率的UDF,来阐述分析方法在气动优化中的作用。以二维翼型为例,通过NURBS曲线进行翼型参数化建模,将NSGA2优化算法与CFD计算耦合起来,计算低雷诺数、5°攻角下的翼型升阻比和熵产率,得到最大升阻比和最小熵产率不断调和的翼型的Pareto解。结果显示,与基准翼型相比,在升阻比提高的条件下,流场熵产率减少,能量效率提高。而且优化翼型的熵产率随着升阻比的增加而增大。     

基于NSGA2与Fluent耦合的分析方法翼型优化

将分析方法引入飞行器气动优化设计,在Fluent软件中进行二次开发,编写了计算熵产率的UDF,来阐述分析方法在气动优化中的作用。以二维翼型为例,通过NURBS曲线进行翼型参数化建模,将NSGA2优化算法与CFD计算耦合起来,计算低雷诺数、5°攻角下的翼型升阻比和熵产率,得到最大升阻比和最小熵产率不断调和的翼型的Pareto解。结果显示,与基准翼型相比,在升阻比提高的条件下,流场熵产率减少,能量效率提高。而且优化翼型的熵产率随着升阻比的增加而增大。     

基于FLUENT的微型修正弹药气动特性仿真

研究微型修正弹药的的气动外形结构优化设计问题.由于传统的气动力参数计算方法,计算新型修正弹的气动力参数会造成大的误差,不利于弹道参数计算和飞行稳定性校核.针对上述问题,提出采用计算流体动力学软件Fluent对修正弹进行非结构化网格划分,利用密度基显式求解法,对修正弹在不同攻角、不同飞行马赫数下的气动力进行了仿真计算,得到了修正弹药的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律,以及弹丸表面的压力分布和来流速度分布,并对仿真结果进行分析.结果表明,计算所得气动参数符合修正弹外弹道学规律,较好地模拟了弹丸跨音速时的飞行状态,可以为微型修正弹药的制导外形设计提供依据和参考.     

固冲增程炮弹三维流场数值仿真

为进一步进行优化设计,提高冲压增程炮弹性能,建立了冲压增程炮弹的三维计算模型,采用Nader-Stokes理论、以Fluent流场计算软件为平台对固冲增程炮弹进行了三维流场数值仿真.对冲压增程炮弹的流场结构与阻力特性进行了比较分析.结果表明:在非设计状态下(M=2.5)的总阻力系数比设计状态下(M=3.0)的要大,主要是由于空腔及底部的阻力变化所引起的.在攻角变化的情况下,结果亦然.从而为冲压增程炮弹的总体设计提供了重要的理论依据.     

二维水翼超空化状态下流体动力特性数值仿真

基于均匀多相流假设,建立了二维水翼自然超空化流动的多相流CFD模型。运用Navier—Stokes方程加k-ε两方程湍流模型对NACA0012水翼的超空化流动进行了数值仿真。分别研究了固定空化数和固定攻角时,超空化状态下水翼的流体动力参数的特性和空泡形态的变化。仿真结果表明：水翼表面流体动力系数随来流攻角和空化数的增大而增大,压力中心沿弦向和展向的位置随着攻角变化,空泡尺寸随空化数的增大而减小,整个流场的流动可分为两个区域,前部对应附着空泡区,后部对应汽液两相流动区,并改进了性能,对速度梯度有较大的改善。     

自由液面下增阻器水动力特性的数值仿真

水力增阻器是一个利用水的阻力来实现高速运动物体减速的装置.采用RANS方程和RNG湍流模型对增阻器特性进行了数值仿真计算,能得出了流场的自由液面变化情况、增阻器表面压力分布以及阻力系数随浸深和来流速度的变化规律等,从中缩短了增阻器阻力计算周期并节约了阻力试验成本.计算结果表明:增阻器压力主要集中在增阻器背面与流体接触面上,最大压力出现在增阻器拐角处下端;增阻器阻力系数受来流速度影响不大,但随着浸水深度的增加呈现总体减小的趋势.可为增阻器的结构设计以及阻力预报提供重要参考依据.     

金属/水冲压发动机进水道工作特性

研究优化冲压发动机性能,针对水下航行器动特性改善问题,为了深入对金属/水冲压发动机进水道工作特性动态规律变化进行了解,提出建立水力特性三维数值模型.运用模型对一种运用于超空泡航行器的水冲压发动机复杂进水道内流场行了数值仿真研究.分析航行器航行速度和深度的增大,进水道流量系数增大,总压恢复系数减小;航行器攻角增大,流量系数减小,总压恢复系数减小.仿真证明超空泡航行器速度、深度及航行器攻角对金属/水冲压发动机给水效率和压力损失的影响机理.可为进一步研究水冲压发动机特性提供了参考.     

扇式折叠翼巡飞导弹结构与气动数值计算

研究导弹结构强度优化问题,针对设计具有扇式折叠翼与格栅舵的新式巡飞导弹,为了提高升力和结构刚度,对强度进行校核,采用数值仿真的方法进行了计算.用Patran建立结构模型,输入巡飞导弹各部分结构材料属性,之后由Nastran 计算其固有模态.采用Gambit软件建立了气动模型,之后导入Fluent软件,采用密度基耦合显式求解器计算气动特性,得出了各马赫数下随攻角变化的升力与阻力系数值;依据气动计算结果,分别用数值仿真与工程算法对巡飞弹的折叠翼进行了强度校核.结果表明,满足强度要求的最大飞行攻角,为导弹的总体、弹道及控制系统设计提供依据.     

底部导流板形式对高速列车气动阻力的影响

为减小高速列车运行时的气动阻力,设计直式、斜式、内圆弧式和外圆弧式等4种转向架前后底部导流板的高速列车模型.通过风洞试验验证数值模拟方法的有效性,采用数值计算分析底部导流板对列车气动阻力和底部流场的影响.结果表明：不同形式底部导流板的列车总阻力相差可达20%,其中头车气动阻力因数极差值最大为0.062.导流板影响列车底部气流速度和转向架区域压力分布,其导流作用使得转向架区域气动阻力和转向架的阻力同时改变.转向架前后导流板的导流效果越好,转向架区域的气动阻力越小;同时,气流冲击使得转向架上的滞止压力增大;在二者的共同作用下高速列车的总阻力存在一个较小值.底部采用直式导流板对降低全车气动阻力的效果最好.     

基于FADS/IMU信息融合的大气数据测量方法研究

对飞行器大气数据进行估计是获取飞行状态的重要一环,是实现飞行器控制和稳定飞行的基础。通过研究嵌入式大气数据传感(FADS)系统,提出了基于容积卡尔曼滤波的惯性测量元件(IMU)数据和FADS数据融合算法。该算法对飞行器运动状态建立高阶滤波模型,使用容积点加权求和逼近的方法估计非线性运动模型,滤波输出值经处理后得到马赫数、攻角、侧滑角等大气数据。经仿真实验,算法计算的大气数据较为准确,马赫数误差小于0.01,攻角和侧滑角的误差小于0.1°。     

两厢车空气动力阻力数值解与网格无关性研究

研究两厢车气动阻力系数的数值解与网格的关系,存在精度不高的问题。针对MIRA快背式模型,为了找到计算两厢车模型气动阻力较为精确的网格方案,通过对四面体网格和混合网格分别进行汽车整体加密及汽车尾部加密,得到MIRA快背式模型在不同网格形式、不同加密方式、不同网格数下的阻力系数,然后和试验结果进行对比。结果表明:加密后的网格能够很好地捕捉到MIRA快背式模型的尾部涡结构。阻力系数随着网格数增加而减少。当得到阻力系数与网格数无关的解时,网格数均超过1000万。同时,数值计算得到的阻力系数与网格数无关的解,与试验数据存在误差。     

超音速进气道三维流场数值仿真与性能分析

减小冲压增程炮弹特别是进气道的阻力,可以提高炮弹的射程。建立了冲压增程炮弹超音速进气道的物理模型,采用N-S方程,并运用有限体积法对进气道进行了三维流场的数值仿真,得到了超音速进气道的流场结构图及性能参数,有利进行分析。重点研究了攻角对超音速进气道性能的影响。理论计算了进气道的总压恢复系数,并对进气道总压恢复系数的理论计算值与数值模拟值进行比较分析,基本一致。得到的结论为冲压增程炮弹提供了设计有效参考。     

航行器垂直入水空泡特性与流体动力研究

研究超空泡航行器垂直入水空泡形态与流体动力特性,针对空泡出现流体动力特性改变,为了确定入水参数,根据标准k-E模型,采用三维动网格技术,对超空泡航行器入水过程重力场下非定常空泡特性以及流体动力参数进行了数值仿真.得出结果,攻角越大,空泡形态不对称性越明显,迎流面空泡越短越薄,背流面空泡越长越厚,迎流面与背流面的空泡闭合时差越大,且流体动力系数越大.证明对同-入水深度时,从曲线上分析,阻力系数的斜率基本一致,升力系数与俯仰力矩系数的斜率随攻角的增大而增大.研究结果可为入水弹道的研究提供了流体动力参数.     

一类微小型碟式飞行器低速气动特性的数值分析

微小型飞行器是一种新型航空器,围绕与微小型飞行器相关的低雷诺数空气动力学问题是目前的研究热点。该文以一类微小型碟式飞行器为研究对象,对碟式飞行器在低速情况下,一定飞行攻角范围内的低雷诺数气动力特性进行了数值模拟,湍流模型为低雷诺数k-ε双层模型,计算出来的升力系数、阻力系数和力矩系数,与风洞吹风实验数据比较,误差在10%~15%之间,表明该文的数值方法是成功的。通过数值分析,得到碟式飞行器在低雷诺数下的一些基本气动性能,对研制微小型飞行器有一定的借鉴作用。     

高超声速二维钝楔激波快速计算方法

在飞行器气动外形优化设计问题的研究中,由于激波脱体距离和形状影响类乘波体飞行器表面压力分布和升阻比特性,考虑熵层效应的气动加热分析的必须条件之一。为了建立在高超声速范围内一致适用的工程激波计算方法,针对高超声速二维钝楔外形,采用Maslen发展的求解高超声速无粘激波层的反方法——薄激波层理论对激波以及壁面压力进行了研究。与数值仿真和其它工程方法的比较分析表明,薄激波层理论在激波脱体距离、形状以及壁面压力的预测上均具有较高的精度,且能适用于更大的马赫数范围。同时,薄激波层理论具有很好的计算效率,为优化高超声速乘波体飞行器气动外形设计、参数研究和大熵梯度下的气动加热分析等复杂问题的研究提供了依据。     

耦合压力与温度修正算法对流体流场数值仿真

深入研究了目前流体流场的数值仿真问题,由于流体流场中可能存在着马赫数变化很大的流动情形,通常的方法不能较好地计算出准确的结果,因此找出一种能计算任意马赫数流动的算法是非常必要的.使用了一种耦合压力与温度修正算法求解Navier-Stokes方程.是通过连续方程和能量方程推得压力修正值与温度修正值的方程,并将压力修正值方程与温度修正值方程联立求解,而其它求解变量采用分离式求解的思想,求解中对流项差分格式采用了AUSM 格式,并在低马赫数时进行了改进.通过对喷管和圆弧凸包的数值仿真,较好地反映出了流场中的激波现象,计算表明方法能适应任意马赫数范围的流体流动,并且具有一致的计算精度.     

水雷出水过程运动仿真分析

研究攻击反潜直升机的水雷出水运动弹道控制问题,为提高命中率,利用Singhal空化模型对水雷出水过程流体动力系数进行了数值计算,建立了水雷屯自由度出水过程仿真数学模型.结合流体动力系数和运动参数的藕合算法,对不同工况下水雷出水运动进行仿真,通过对仿真结果的对比分析,研究了水雷出水前后攻角、俯仰角的藕合变化规律,并得出出水角速度是与初始攻角成正比关系的,受初始俯仰角影响很小,且出水角速度呈现先增大后减小的变化规律.证明研究结果可以为弹道规划和控制系统设计提供科学依据.     

二维弹道修正弹静态侧向气动特性仿真研究

为研究差动舵位于攻角平面内时旋转稳定二维弹道修正弹的侧向气动特性,基于雷诺平均Navier-Stokes方程,采用有限体积法、SLAU2计算格式和标准可压SA-noft2湍流模型,建立了一套数值计算方法,并通过M910子母弹对方法进行了验证.通过对不同攻角下"+"形修正组件布局的二维修正弹进行仿真,得到了侧向气动力和力矩随攻角的变化关系,分析了修正组件对局部流动和弹丸表面压力系数分布的影响规律.结果表明,在有攻角的情况下,差动舵能使空气产生侧滑角的效果,形成侧向效应,侧向力和力矩随攻角呈线性关系.静态侧向力矩与动态侧向力矩量级相,方向由迎风区鸭舵造成的偏流所主导.     

圆柱单自由度和双自由度涡激振动特性研究

对圆柱绕流的涡激振动过程进行了数值模拟,研究了单、双自由度下涡激振动的力学特性、振幅特性、频谱特性,探讨了单、双自由度的适用条件.结果表明,单自由度条件下,随着约化速度的增加,阻力系数时均值先增大后减小,升力系数幅值先增大后减小再增大,且进入和离开“锁定”区间时二者均会产生波动.双自由度条件下,横向与流向无量纲振幅均随雷诺数的增大先增大后减小.低质量比时,流向振动的影响不可忽略,而高质量比时,可忽略流向振动的影响.