基于横流修正转捩模型的飞艇艇身减阻优化研究

艇身外形优化设计是平流层飞艇减阻的有效方法之一,艇身转捩尤其是横流转捩对于三维艇身的阻力特性有很大影响.采用SST-k-ω湍流模型耦合添加了横流修正的γ-Reθ-CF转捩模型在高精度CFD软件平台上进行艇身绕流计算.首先针对标准6:1椭球体算例进行数值方法验证,结果表明γ-Reθ-CF转捩模型能够比原始模型更好地预测旋成体外形的转捩位置,对于阻力特性的描述较为准确,且能够反映不同迎角下横流效应对旋成体外形转捩的影响.在此基础上,开展了考虑横流效应的艇身外形优化研究,涉及的几何因素包括艇身长度,艇身长细比和艇身最大直径的位置.选取传统的Goodyear飞艇艇身为参考,优化后的艇身在0°迎角下的总阻力减少约40%.     

平板边界层转捩的仿真

对计算流体力学(CFD)的难点问题--零压力梯度平板边界层转捩进行了成功仿真.利用商业软件FLUENT的二次开发功能,一种符合现代CFD技术要求的先进转捩模型--Gamma-Theta被用于仿真中,并采用了设置来流粘性比的新方法来进行基于SST k-omega湍流模型的仿真.仿真结果表明,在不同的来流湍流水平下,Gamma-Theta转捩模型可以准确仿真包含自然转捩和bypass转捩现象的平板边界层流动,而设置来流粘性比的新方法对于成功的仿真也起到了关键作用.     

基于等离子流动控制的翼型减阻技术

为研究基于等离子流动控制的减阻技术,基于Langtry-Menter转捩模型提出边界层转捩数值模拟技术.该技术可有效结合转捩模型与湍流模型,用标准模型验证其精确性,为采用等离子流动控制抑制边界层分离和转捩研究提供数值模拟平台.采用基于现象学模型的等离子流动控制数值模拟技术,对流动分离以及边界层转捩抑制进行数值模拟,为基...     

履带式两栖运输设备多湍流模型的研究

关于履带式两栖运输设备精确建模问题,针对履带式两栖运输设备水上受湍流影响大,但湍流模型难于选择的问题,为达到使用恰当湍流模型提高仿真精度的目的,采用对比阻力系数和绕流场云图的方法进行湍流模型适用性的研究,明确各种湍流模型的特性。以某型履带式两栖运输设备水下绕流场为计算对象,基于RANS方程的求解,分别采用Spalart-All-maras、标准k-ε、RNG k-ε、Realizable k-ε、标准k-ω、SST k-ω湍流模型。对比多组仿真结果,表明Realizable k-ε、SSTk-ω模型计算得到的总阻力相对误差最小,RNG k-ε模型对复杂形体周围流场描绘最详细,Spalart-Allmaras模型也有较好的计算精度。     

全氢罩式退火炉CAE仿真

为进行全氢罩式退火炉的研制和工艺优化,采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）方法仿真计算其整个加热过程.根据全氢罩式退火炉加热机理建立CAE仿真模型,仿真计算其流场和温度场;采用标准k-ε模型计算炉内三维湍流流动过程的湍流脉动;采用FLUENT的组分输运与化学反应模型模拟炉...     

多舭线复合船高速水动性能数值计算与水池试验

为研究水陆两栖飞机多舭线复合船在静水面高速航行时的水动力性能,采用数值计算和水池试验进行研究,得到了水陆两栖飞机多舭线复合船在静水面高速航行时的阻力和姿态。通过对比数值计算结果与水池试验结果可知：结果趋势基本相同,阻力误差在10%以内,姿态误差在1.5°以内,表明数值计算精度较高,且研究方法可行。     

阻力伞流场数值模拟

运用非定常Navier-Stokes(N-S)方程有限体积算法及非结构动网格技术对X-37B飞行器着陆流场进行数值模拟,比较了飞行器在拖挂阻力伞和不拖挂阻力伞两种情况下的流场差异.模拟以混合网格有限体积方法为基础,控制体方程采用N-S方程组,流场计算空间离散采用格点格式,通量计算格式采用Roe,时间离散采用LU-SGS理论和二阶时间精度的双时间步长,湍流模型采用两方程SST湍流模型.动网格技术采用线性弹簧理论处理阻力伞在摆动时流场的变化.阻力伞模型采用中间带气孔的C-9圆锥型降落伞外形,但规模有所缩小,以便适应飞行器.模拟比较了两种情况下着陆流场的差别,并主要比较了两种情况下阻力的差别,从而证明飞行器在拖挂阻力伞的情况下更容易减速着陆.     

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.     

基于动网格的NACA0012翼型动态失速仿真计算

针对翼型动态失速问题,利用动网格技术的数值计算方法,采用转捩修正的SST k-ω湍流模型对NACA0012翼型进行仿真模拟及数值计算,得到翼型升阻力系数随迎角的变化规律以及翼型表面的压力和速度云图。研究表明,动网格技术和所选湍流模型能较好地捕捉翼型动态失速过程中涡流的形成、发展、脱落和再附着的过程,对翼型动态失速的研究提供一定的参考作用,也为民航训练动态失速项目的研究奠定基础。     

基于SST湍流模型的空化流场的仿真分析

空化器是安装在超空泡航行器前端的关键部件,它的基本功能是诱导和促进航行器空泡的生成.为了使水中航行器系统的稳定性和快速性增强,根据k-ω的SST(剪切应力输运)湍流模型,对圆盘空化器的三维空化流动进行数值仿真,对空化流仿真计算的结果,得到了超空泡外形、阻力特性以及空泡最大直径和长度随空化数的变化规律,并与经验公式的计算结果进行对比.研究结果表明比经验公式计算结果具有良好的一致性,说明所采用的湍流模型和数值方法能够准确预报空化流问题,为研究空化流问题提供了一定的参考依据.     

考虑导航误差和摄动影响的椭圆轨道最优交会制导

本文提出了一种新的航天器最优交会制导方法.该方法能够快速精确求解包含J_2项与大气阻力项摄动的椭圆轨道交会问题,并充分考虑非合作目标存在的导航误差,保证交会精度的同时实现所需速度增量最优.首先,本文采用了一种新的状态转移矩阵求解方法,能够对考虑J_2项和大气阻力项摄动的任意偏心率下的相对运动进行描述,得到考虑摄动与偏心率信息的状态约束.其次,建立了导航误差模型,得到描述导航误差的状态约束,并分析其对交会精度与所需速度增量的影响,设计包含加权矩阵的性能指标实现在存在导航误差情况下所需速度增量最优.然后,通过引入松弛变量,将最优交会问题转化为标准二阶锥规划问题进行求解.再者,为了进一步提高相对距离较大的交会任务精度,构建了闭环制导框架.最后,本文通过仿真,验证了设计方法在考虑J_2项与阻力项摄动情况下的有效性,针对椭圆轨道交会问题的精确性以及考虑导航误差情况下所需速度增量的最优性.     

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.     

跨声速机翼阻力分解的一种改进方法

提出黏性区域探测器的一种改进形式，并用于捕捉激波和翼梢涡的熵增阻力；给出尾迹平面的可压缩涡动力学诱导阻力表达式，并与基于热力学的诱导阻力对比。在跨声速来流状态下，对ONERA M6和某民用飞机巡航状态下的机翼阻力进行分解，同时分析该民用飞机机翼安装翼梢小翼前、后的远场阻力构成。结果表明：新的区域探测器合理可靠，黏性阻力与伪熵阻力的计算结果更加准确；2种诱导阻力计算方式的计算结果一致，但基于涡动力学的诱导阻力计算方法受积分平面位置的影响更小；安装翼梢小翼基本不影响整个流场的黏性阻力，减阻的主要效果体现为诱导阻力的减小。     

基于数值计算的高速列车气动阻力风洞试验缩比模型选取方法

为给高速列车气动阻力风洞试验模型选取提供更多的参考依据,通过计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法,研究不同比例的高速列车缩比模型对气动阻力风洞试验结果的影响.首先,计算得到开口式风洞测试段的静压系数分布曲线,为高速列车气动阻力测量试验模型的长度选择以及摆放位置提供依据;其次,通过数值计算得到全尺寸模型列车在明线运行时,以及不同比例的模型列车在风洞中运行工况下的气动阻力信息,并从阻塞效应和雷诺数的变化,以及风洞试验段内静压分布的影响这3个方面对列车模型的气动阻力结果进行分析,得到在所研究风洞中较合理的列车缩比模型比例选取范围.这种以CFD为基础进行数值仿真,选取风洞试验中列车模型比例及试验测试位置的方法,为在地面交通工具风洞中进行高速列车模型气动阻力试验的缩比模型选取提供一定依据.     

静止和旋转孤立车轮局部流场的评价

为研究车轮周围流场特征,分别对某孤立车轮静止和旋转工况下周围流场进行数值研究,并给予试验验证.计算采用定常雷诺时均纳维斯托克斯方程.在1∶15的模型风洞中进行试验.数值模拟结果与试验数据吻合.针对数值模拟结果,详细分析静止和旋转孤立车轮周围流场的流动情况、表面压力因数、气动阻力因数和气动升力因数等,得到孤立车轮旋转对车轮附近局部流场的影响以及形成机理.车轮的转动使总体压差减小,降低气动阻力和升力,改善气动性能。     

不同造型风格的车身低阻基本形体

针对低阻车身造型风格多元化的需求,结合数值模拟和遗传算法,考虑不同的约束条件,求解4种造型风格不同且气动阻力因数在0.087~0.100内的车身低阻基本形体,并用缩比模型的风洞试验验证该方法的可靠性.高尾车型低阻基本形体的气动阻力因数值比低尾车型的偏高约0.010;不同长高比车身的气动阻力因数变化趋势不同,应独立进行优化.凹形头部与凸形头部的低阻基本形体都有低且长的尾部,头部正压区总面积相近.     

基于偏最小二乘法的翼型稳健设计替代模型

翼型的稳健设计就是要实现翼型对外界噪声因素不敏感,使翼型实现性能高且稳定的目标。翼型设计经过了几十年的研究发展,目前常用的翼型稳健设计主要是采用风洞和数值模拟两种方式,但它们也分别有成本高和计算量大的不足。通过对建模方法进行研究,提出了一种基于偏最小二乘法（PLS)的翼型稳健设计方法,采用该方法对基准翼型RAE2822选取11个设计变量（10个外形设计变量和马赫数）进行稳健设计后将其与基准翼型的阻力系数进行对比。结果表明使用偏最小二乘法替代模型所获得的稳健翼型,其阻力系数的均值和方差较基准翼型分别减小了44%和82%,其气动性能更好且性能更加稳定。使用偏最小二乘法替代模型进行翼型稳健设计具有成本低,计算速度快的特点,且能满足基本的结果精度要求,具有实际的应用价值。     

The holy grail of microfluidics: sub-laminar drag by layout of periodically embedded microgrooves

The sub-laminar drag effect of microgroove surfaces was studied numerically in a steady two-dimensional channel flow at subcritical Reynolds numbers. Considerations are restricted to grooves of a few viscous length scales in depth, which are assumed not to promote the laminar to turbulent transition process. It was found that the drag reduction effect is due to the layout of grooves with respect to the flow direction and contour geometry. Results of computations show that for grooves of curved contour placed normal to the flow direction, drag arising from viscous and pressure forces is modulated due to the functional dependence of forces on the surface area projected in the flow direction. Such a groove layout leads to a large skin-friction reduction, but a comparable increase in pressure drag results in sub-laminar drag if drag over flat surface is considered as a reference. For a curved groove contour, the drag reduction increases with increasing Reynolds number and reaches about 5 % at Reynolds numbers approaching critical.     

基于扩展卡尔曼滤波的气动参数在线修正方法

提出了在风洞试验获取的气动参数的基础上对由各种误差和扰动引起的气动偏差进行修正的方法。采用扩展卡尔曼滤波算法,利用雷达获取在线飞行弹丸的一段飞行数据(位置和速度),使用已知的气动参数对飞行数据进行过滤得到气动参数的修正系数,对已知气动参数中的阻力系数和升力系数进行修正,为后段弹道计算提供更加精确的气动参数。通过仿真计算,验证了上述方法的有效性,并利用弹道外推计算,通过对比落点误差证明了上述方法的精确性,为气动参数辨识和弹道修正提出了新的途径。     

基于SC/Tetra重叠网格法的交叉旋转模型分析

为解决流体力学计算中部分区域作复杂相对运动以及固体空间接触等问题,介绍重叠网格法的计算原理,基于SC/Tetra软件,利用八叉树方法对含有2块各自绕轴旋转的板的交叉旋转模型进行网格划分,计算得到其流场的矢量流速分布,结果表明由于网格过渡得很好,旋转区域的形状对计算结果影响很小,旋转区域与周围区域的变量能得到很好的过渡.SC/Tetra软件具有完善的重叠网格计算功能,能有效解决相对运动问题,且操作简单、计算结果准确.