发射飞行器头部两种流态的分析及计算研究

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作者 谢昱飞 刘金合 张涵信 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2007年第B12期9-13,共5页

发射飞行器头部锥柱连接点后，随M∞的变化，存在分离和附着两种流动状态。本文通过数值模拟在跨声速零攻角得到了这两种流态；其后通过分析阐明了流动结构，并得到了计算结果的验证。

关键词 发射飞行器 锥柱体 分离流 附着流

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飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究 被引量：24

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作者 张涵信 袁先旭 +1 位作者 叶友达 谢昱飞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2002年第3期247-259,共13页

本文研究了以平衡攻角为中心作单自由度俯仰振荡的飞船返回舱 ,其动态稳定形态随来流M∞ 的变化。设θ(t)是由平衡攻角起算的俯仰振荡角 ,Cm 是作用在飞船返回舱上的气动俯仰力矩系数 ,Cμ(θ, θ)· θ是机械阻尼力矩 (自由飞行时... 本文研究了以平衡攻角为中心作单自由度俯仰振荡的飞船返回舱 ,其动态稳定形态随来流M∞ 的变化。设θ(t)是由平衡攻角起算的俯仰振荡角 ,Cm 是作用在飞船返回舱上的气动俯仰力矩系数 ,Cμ(θ, θ)· θ是机械阻尼力矩 (自由飞行时为零 ,实验时要计入其影响 ) ,文中给出飞船返回舱在平衡攻角处的俯仰振荡动态稳定性判据 ,并证明λ =λ(M∞) = Cm θ0+Cμ(0 ,0 ) 1 - Cm ¨θ0 是决定动稳定形态的重要参数。如果随M∞ 的变化 ,λ(M∞)由λ<0经过λ =0变化到λ>0 ,则飞船返回舱将由稳定的点吸引子形态 (即稳定在平衡攻角状态 )演化为周期吸引子形态 (即作周期振荡 )。对应于λ(M∞) =0的马赫数就是飞船返回舱的俯仰运动出现Hopf分叉的临界马赫数Mcr 。本文首先分析了飞船返回舱所受动态气动俯仰力矩的依赖状态变量 ,然后应用非线性动力学理论对飞船返回舱的俯仰运动进行了定性理论分析 ;最后耦合求解俯仰振荡方程和非定常Navier Stokes方程 ,数值模拟了飞船返回舱俯仰振荡随来流马赫数变化的Hopf分叉过程 。 展开更多

关键词 飞船 返回舱 俯仰振荡 动态稳定性 数值模拟

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不带稳定翼飞船返回舱俯仰动稳定性研究 被引量：8

3

作者 张涵信 袁先旭 +1 位作者 谢昱飞 叶友达 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第2期130-134,共5页

联盟号飞船返回舱,如果不存在稳定翼,从高超声速到低Mach数时,力矩曲线有由一个平衡迎角(α1),经二个(α1、α′2)到三个(α1、α2、α3)平衡迎角的情况出现。当有一个平衡迎角时,可能有一临界Mach数Mcr,当M∞>Mcr时,平衡迎角处是动... 联盟号飞船返回舱,如果不存在稳定翼,从高超声速到低Mach数时,力矩曲线有由一个平衡迎角(α1),经二个(α1、α′2)到三个(α1、α2、α3)平衡迎角的情况出现。当有一个平衡迎角时,可能有一临界Mach数Mcr,当M∞>Mcr时,平衡迎角处是动稳定的;M∞<Mcr,变为动不稳定的,同时出现极限环。也可能不存在这个Mcr,这时随Mach数降低到M∞=M′cr,即2个平衡迎角的情况,在力矩曲线与α轴相切的平衡点α′2,会出现鞍、结点分叉。M∞<M′cr后,对于存在三个平衡点的情况,在α和 α的相图上,它是结点-鞍点-结点的结构。当α1处是稳定结点形态时,只有在很小的扰动情况下,它才能返回α1的状态。如果α1为不稳定结点状态,在α1附近,微小的扰动,使迎角由α1迅速变成α3或者更大。这是混沌的先兆。 展开更多

关键词 稳定翼 飞船 返回舱 俯仰振荡 动稳定性

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飞船返回舱再入俯仰动稳定吸引子数值仿真 被引量：9

4

作者 袁先旭 张涵信 谢昱飞 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第4期431-436,共6页

数值模拟了类"联盟号"飞船返回舱在几个典型马赫数下的俯仰静、动态气动特性。结果表明:类"联盟号"飞船返回舱再入时随着马赫数的降低,其配平攻角将会由高超声速和超声速时的一个,在跨声速阶段演化至三个。这一气... 数值模拟了类"联盟号"飞船返回舱在几个典型马赫数下的俯仰静、动态气动特性。结果表明:类"联盟号"飞船返回舱再入时随着马赫数的降低,其配平攻角将会由高超声速和超声速时的一个,在跨声速阶段演化至三个。这一气动特性将会对返回舱的俯仰动态特性产生很大影响,在较大扰动的激励下,返回舱的俯仰飞行姿态随马赫数的降低将发生鞍结点分叉形态的失稳行为,对返回舱的安全再入危害很大;随马赫数的进一步降低,飞船返回舱的俯仰运动还可能发生Hopf分叉和同宿分叉。最后,采用耦合求解非定常NS方程和俯仰运动方程,对马赫数0.8时,不同扰动情况下(不同初始攻角和俯仰角速度)飞船返回舱俯仰姿态的演化进行了数值仿真。仿真表明,该马赫数下,飞船返回舱存在两个稳定的点吸引子(即配平攻角约14°和36°)和一个不稳定鞍点(约31°),与定性理论分析一致。但仿真结果还表明,这两个稳定的点吸引子的吸引域都不大,14°吸引子的吸引域大于36°吸引子的吸引域,表明14°吸引子应该是主要的飞行姿态。基于局部稳定性理论的定性分析给出的吸引子性态是研究结点+鞍点+结点全局分叉结构的基础。 展开更多

关键词 静 动态气动特性 吸引子 吸引域 局部稳定性 全局稳定性

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再入飞行器俯仰动态失稳的分叉理论与计算分析 被引量：3

5

作者 袁先旭 陈琦 +2 位作者 何琨 谢昱飞 张涵信 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第2期162-169,共8页

采用非线性自治动力系统分叉理论,耦合求解非定常Navier-Stokes方程和俯仰运动方程,研究了再入飞行器单自由度俯仰运动失稳问题。研究表明,航天飞行器再入时,如果仅有一个配平攻角,随马赫数降低,其配平攻角处的俯仰动态失稳一般对应于H... 采用非线性自治动力系统分叉理论,耦合求解非定常Navier-Stokes方程和俯仰运动方程,研究了再入飞行器单自由度俯仰运动失稳问题。研究表明,航天飞行器再入时,如果仅有一个配平攻角,随马赫数降低,其配平攻角处的俯仰动态失稳一般对应于Hopf分叉,并存在亚临界Hopf分叉和超临界Hopf分叉两种失稳形态。作为验证实例,数值模拟了飞船返回舱外形和平头有翼双锥外形的俯仰动态失稳现象。结果表明,返回舱再入时,随马赫数降低将发生超临界Hopf分叉,俯仰运动由点吸引子演化为周期吸引子,临界Hopf分叉点发生在马赫数2.2处;而平头再入体随马赫数降低,发生亚临界Hopf分叉,俯仰运动则是由周期吸引子演化为点吸引子,马赫数6.8为临界Hopf分叉点。 展开更多

关键词 HOPF分叉 动态失稳 再入飞行器 非定常数值模拟

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再入飞行器失稳的分叉理论分析与数值仿真验证 被引量：1

6

作者 袁先旭 陈琦 +2 位作者 张涵信 谢昱飞 何琨 《气体物理》 2016年第4期12-26,共15页

飞行器再入大气层时的姿态稳定性事关飞行安全,是气动设计的关键问题之一.文章采用非线性自治动力系统分叉理论,耦合求解非定常Navier-Stokes方程和俯仰运动方程,研究了钝体和细长体两类航天飞行器再入过程单自由度俯仰运动失稳问题.研... 飞行器再入大气层时的姿态稳定性事关飞行安全,是气动设计的关键问题之一.文章采用非线性自治动力系统分叉理论,耦合求解非定常Navier-Stokes方程和俯仰运动方程,研究了钝体和细长体两类航天飞行器再入过程单自由度俯仰运动失稳问题.研究表明,航天飞行器再入时,如果仅有1个配平攻角,随Mach数降低,其配平攻角处的俯仰姿态失稳一般对应于Hopf分叉,并存在亚临界Hopf分叉和超临界Hopf分叉两种失稳形态;如果再入时随着Mach数的降低,其配平攻角由1个演化至多个(一般为3个),其配平攻角处的俯仰姿态失稳形态将更为复杂,可能发生鞍结点分叉形态的刚性失稳行为;随Mach数的进一步降低,其俯仰运动还可能进一步发生Hopf分叉和同宿分叉. 展开更多

关键词 动态失稳 HOPF分叉 鞍结点分叉 同宿分叉 数值验证

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脊形前体飞行器静态绕流数值模拟研究

7

作者 司芳芳 袁先旭 +2 位作者 贺旭照 谢昱飞 叶友达 《兵器装备工程学报》 CSCD 北大核心 2022年第6期196-203,共8页

针对脊形前体类飞行器大攻角下非定常大范围分离流动,采用基于SA模型的IDDES混合湍流模型,以及高效、高精度的非定常算法,数值模拟由脊形角7.5°的前体添加平板机翼组成的脊形前体飞行器在不同雷诺数和攻角下的气动特性。研究结果表... 针对脊形前体类飞行器大攻角下非定常大范围分离流动,采用基于SA模型的IDDES混合湍流模型,以及高效、高精度的非定常算法,数值模拟由脊形角7.5°的前体添加平板机翼组成的脊形前体飞行器在不同雷诺数和攻角下的气动特性。研究结果表明:在所考察雷诺数范围内雷诺数变化时流场结构趋同,对称性较好,对飞行器气动力系数影响较小;攻角变化下,机翼前缘涡和前体涡相互干扰,使得前体涡和前缘涡破裂延迟,整体失速特性有明显改善,较单独脊形前体,流场对称性保持较好;由于机翼前缘涡诱导低头力矩,与脊形前体涡诱导抬头力矩相互抵消,使得翼身组合体的纵向稳定性特性,较单独脊形前体有明显改善。 展开更多

关键词 脊形前体 攻角 雷诺数 非定常算法 IDDES

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分离流中若干问题的分析研究

8

作者 谢昱飞 刘金合 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2007年第B12期14-23,共10页

运用物理分析，研究了分离流中现存的若干问题：背风区对称线附近表面流拓扑、垂直于体轴的截面流线的性状、细长体绕流不对称流动、旋涡向内转和向外转等。引用的实验及计算结果与分析结论是一致的。

关键词 分离流 表面流 旋涡结构 非对称 旋涡转向

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非定常数值模拟方法的发展及其在动态绕流中的应用 被引量：17

9

作者 袁先旭 张涵信 +1 位作者 谢昱飞 叶友达 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2004年第4期432-437,共6页

基于混合通量分裂的思想,通过应用Gauss-Seidel迭代求解差分方程,构造了一种时空二阶精度、无条件稳定的隐式迭代NND算法,并讨论了时间精度与稳定性,亚迭代收敛判则,几何守恒律的应用以及动壁边界条件等相关问题。通过引入一种简便易行... 基于混合通量分裂的思想,通过应用Gauss-Seidel迭代求解差分方程,构造了一种时空二阶精度、无条件稳定的隐式迭代NND算法,并讨论了时间精度与稳定性,亚迭代收敛判则,几何守恒律的应用以及动壁边界条件等相关问题。通过引入一种简便易行的加权函数来综合刚性动网格生成技术和超限插值生成动网格这两种方法的优点,发展了一种计算量小、比较实用的加权动网格生成技术。作为应用实例,本文给出了多个动态物体绕流的数值模拟算例,计算结果表明了本文数值方法的成功。 展开更多

关键词 无条件稳定 守恒律 绕流 差分方程 常数 二阶精度 迭代求解 网格生成技术 超限插值 算法

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谐波平衡法在动导数快速预测中的应用研究 被引量：16

10

作者 陈琦 陈坚强 +1 位作者 袁先旭 谢昱飞 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2014年第2期183-190,共8页

谐波平衡法以傅里叶级数展开为基础,将周期性非定常流场的非定常求解过程转化为几个定常流场的耦合求解过程,并通过重建得到整个流场的非定常过程.建立了基于谐波平衡法的动导数快速预测方法,数值模拟了超声速带翼导弹俯仰的动态流场,... 谐波平衡法以傅里叶级数展开为基础,将周期性非定常流场的非定常求解过程转化为几个定常流场的耦合求解过程,并通过重建得到整个流场的非定常过程.建立了基于谐波平衡法的动导数快速预测方法,数值模拟了超声速带翼导弹俯仰的动态流场,并通过积分法获取了俯仰动导数,与实验结果吻合很好;且在同等计算精度下,谐波平衡法的计算效率是双时间步方法的13倍.应用谐波平衡法研究了较大范围内减缩频率对俯仰动导数的影响规律.研究发现,对于本外形,当减缩频率降低到一定值后,俯仰动导数的值迅速变化,甚至发生变号;对此现象产生的原因进行了深入分析,并通过对导弹自激俯仰运动的数值模拟验证了该结果.此外,针对大攻角条件下动态流场非线性强的特点,开展了谐波平衡法在大攻角下的适用性研究.结果表明,谐波平衡法在大攻角下也能取得很好的计算结果. 展开更多

关键词 谐波平衡法 动导数 大攻角 双时间步方法 非定常流动

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基于CFD方法的俯仰静、动导数数值计算 被引量：41

11

作者 袁先旭 张涵信 谢昱飞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2005年第4期458-463,共6页

应用时空二阶精度的隐式迭代NND算法,数值模拟了尖锥、钝锥、弹道外形和飞船返回舱等典型再入飞行器作强迫俯仰振荡的粘性动态流场,给出动态气动力和力矩系数的时间历程,在此基础上,运用积分法和奇异分解线性最小二乘法辨识静、动态气... 应用时空二阶精度的隐式迭代NND算法,数值模拟了尖锥、钝锥、弹道外形和飞船返回舱等典型再入飞行器作强迫俯仰振荡的粘性动态流场,给出动态气动力和力矩系数的时间历程,在此基础上,运用积分法和奇异分解线性最小二乘法辨识静、动态气动稳定性参数,并与试验结果及半经验理论预测方法进行了比较,表明本文方法具有准确度较高、效率较高及适应性广等优点。 展开更多

关键词 迭代NND算法 强迫俯仰振荡 静导数 动导数

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舵面操纵动态响应的数值模拟 被引量：13

12

作者 陈坚强 陈琦 +1 位作者 袁先旭 谢昱飞 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第2期302-306,共5页

针对超声速机动飞行器舵面操纵动态响应问题,开展了相应的算法研究,建立了适用于模拟舵面与弹体相对运动及弹体气动力动态响应的非定常计算方法和局部动态网格变形技术.以方形弹超声速绕流为例,验证了所提出的定常和非定常计算方法.对... 针对超声速机动飞行器舵面操纵动态响应问题,开展了相应的算法研究,建立了适用于模拟舵面与弹体相对运动及弹体气动力动态响应的非定常计算方法和局部动态网格变形技术.以方形弹超声速绕流为例,验证了所提出的定常和非定常计算方法.对方形弹舵面操纵的3种基本过程(脉冲、阶跃和谐波)进行了数值模拟,获得了舵面操纵下导弹的俯仰运动对操纵的响应过程.研究结果表明,快速的舵面操纵过程,甚至会导致导弹的俯仰运动失稳. 展开更多

关键词 舵面操纵 动态响应 数值模拟 动网格

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后掠三角翼的摇滚及其动态演化问题 被引量：13

13

作者 张涵信 刘伟 +1 位作者 谢昱飞 叶友达 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2006年第1期5-9,共5页

利用非线性动力学理论和NS方程与飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了后掠三角翼摇滚运动的动稳定性,给出了动稳定性的判则以及失稳后的演化规律,指出当来流马赫数和雷诺数一定时,小攻角下是摇滚动稳定的,但大攻角出现Hopf分叉不稳... 利用非线性动力学理论和NS方程与飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了后掠三角翼摇滚运动的动稳定性,给出了动稳定性的判则以及失稳后的演化规律,指出当来流马赫数和雷诺数一定时,小攻角下是摇滚动稳定的,但大攻角出现Hopf分叉不稳定性。数值模拟和理论分析结论一致,与实验结果符合。 展开更多

关键词 HOPF分叉 动态不稳定 高精度算法 数值模拟

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三阶WNND格式的构造及在复杂流动中的应用 被引量：11

14

作者 刘伟 赵海洋 谢昱飞 《应用数学和力学》 CSCD 北大核心 2005年第1期32-39,共8页

　引入Liu的加权(weight)思想,在NND格式的二阶模板基础上,构造了空间三阶精度的WN ND格式·　通过对线性波动方程、一维Euler方程和三维Navier＿Stokes方程的数值模拟表明:WNND格式在不增加模板插值点的前提下,在对各种间断的分辨... 　引入Liu的加权(weight)思想,在NND格式的二阶模板基础上,构造了空间三阶精度的WN ND格式·　通过对线性波动方程、一维Euler方程和三维Navier＿Stokes方程的数值模拟表明:WNND格式在不增加模板插值点的前提下,在对各种间断的分辨率和收敛特性等方面均优于NND格式·　采用WNND格式对升力体外形高超声速流场数值模拟表明:升力体外形三维流场结构十分复杂,攻角从0°～50°变化时,背风面表面极限流线依次由不分离、开式分离向起始于鞍、结点组合的高阶奇点的分离方式转化,翼面横向分离亦随攻角增大而增大;垂直于体轴的横截面流动拓扑结构与张涵信给出的理论分析一致,大于20°攻角后。 展开更多

关键词 高阶格式 数值模拟 拓扑结构 表面极限流线 N-S方程 WNND格式

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侧向喷流与舵面运动相互干扰的数值模拟研究 被引量：6

15

作者 陈坚强 陈琦 +1 位作者 谢昱飞 张毅锋 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第5期515-520,共6页

针对脉冲喷流以及舵面运动与侧向喷流间相互干扰的非定常动态响应问题,应用非定常数值模拟方法和局部网格动态变形技术,研究了脉冲喷流启动和关车时喷流干扰流场的建立过程,分析了不同频率的脉冲喷流间可能导致的干扰效应。研究发现,高... 针对脉冲喷流以及舵面运动与侧向喷流间相互干扰的非定常动态响应问题,应用非定常数值模拟方法和局部网格动态变形技术,研究了脉冲喷流启动和关车时喷流干扰流场的建立过程,分析了不同频率的脉冲喷流间可能导致的干扰效应。研究发现,高频的脉冲喷流间会形成强烈的干扰,严重时喷流放大因子只有正常情况下的1/4。舵面的快速运动也会导致严重的非定常迟滞效应,舵面运动与喷流干扰效应的相位延迟甚至超过90°,因此在进行舵面与喷流的复合控制系统设计时,必须考虑舵面运动导致的非定常迟滞效应。 展开更多

关键词 侧向喷流 舵面运动 脉冲喷流 动网格 数值模拟

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超声速湍流流场的RANS/LES混合计算方法研究 被引量：7

16

作者 袁先旭 邓小兵 +1 位作者 谢昱飞 张志成 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第6期723-728,共6页

采用对接/拼接网格技术,建立了基于分区混合和基于湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型,并对环翼低速绕流、翼型跨声速绕流和球锥带凹窗外形二维超声速绕流进行了初步的数值模拟。环翼和翼型绕流计算表明,该混合模型可给出较合理的... 采用对接/拼接网格技术,建立了基于分区混合和基于湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型,并对环翼低速绕流、翼型跨声速绕流和球锥带凹窗外形二维超声速绕流进行了初步的数值模拟。环翼和翼型绕流计算表明,该混合模型可给出较合理的湍流宏观平均量;球锥带凹窗外形二维超声速绕流计算表明,该混合模型可得到超声速瞬态湍流脉动流场,凹窗处存在复杂的旋涡结构和波系结构,呈现较大尺度的脉动。但该模型还需要进一步的考核验证。 展开更多

关键词 气动光学效应 RANS LES RANS/LES

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风洞分流锥及孔板整流的数值模拟研究 被引量：6

17

作者 袁先旭 杨明智 +1 位作者 谢昱飞 杨彦广 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第1期94-98,共5页

采用数值模拟技术研究了2m×2m超声速风洞设计引导试验大开角扩散段配置一个中心倒锥和两层球冠状孔板的内流场,中心倒锥和两层球状孔板的不同组合共有五套。孔板有几百至上千个开孔,是模拟的难点,发展了一种孔板流动CFD边界条件模... 采用数值模拟技术研究了2m×2m超声速风洞设计引导试验大开角扩散段配置一个中心倒锥和两层球冠状孔板的内流场,中心倒锥和两层球状孔板的不同组合共有五套。孔板有几百至上千个开孔,是模拟的难点,发展了一种孔板流动CFD边界条件模型。另一个难点在于风洞管道内流入口和出口边界条件的准确处理。计算表明,分流锥可将流动有效抑制在大开角洞壁附近,防止洞壁附近的扩张分离,但在分流锥底部将产生大尺度的分离涡环结构,经过孔板的整流后,总压有较大损失,但流线趋于平直,可达到预期效果。 展开更多

关键词 2m×2m超声速风洞设计引导试验 分流锥 孔板 整流

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前体涡非对称分离机理及前缘吹气控制研究 被引量：4

18

作者 杨明智 袁先旭 +2 位作者 谢昱飞 张来平 邓小刚 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第2期186-192,共7页

通过设计对称性算法，求解层流Navier-Stokes方程，数值模拟了细长体在低超声速情况下前体背风涡随攻角演化的规律，在此基础上，进一步研究了前缘吹气对前体涡演化和侧向力特性的控制机理。根据数值模拟结果及分析，倾向于支持在层流... 通过设计对称性算法，求解层流Navier-Stokes方程，数值模拟了细长体在低超声速情况下前体背风涡随攻角演化的规律，在此基础上，进一步研究了前缘吹气对前体涡演化和侧向力特性的控制机理。根据数值模拟结果及分析，倾向于支持在层流框架内，前体涡的非对称失稳是一种对流不稳定机制，要想根据需要产生对称或不对称的前体涡，就必须外加持续的扰动。在约16°～48°攻角区间内，前缘吹气可产生规律性较好的侧向力，有可能直接利用前体涡进行横侧向控制。为工程实用化，需提高前缘吹气的激励收益效费比。 展开更多

关键词 前体涡 前缘吹气 非对称分离 流动机理

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方形截面弹俯仰振荡对滚转特性的影响 被引量：3

19

作者 陈琦 陈坚强 +1 位作者 袁先旭 谢昱飞 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2016年第6期1292-1300,共9页

飞行器在大气环境中飞行时,经常受阵风等的干扰,引发非指令的自激振荡,威胁飞行安全.通过建立刚体六自由度运动方程和N-S方程的松耦合求解技术,研究强迫俯仰振荡过程对滚转特性的影响.针对背风区涡流形态及横侧向气动特性复杂的方形截... 飞行器在大气环境中飞行时,经常受阵风等的干扰,引发非指令的自激振荡,威胁飞行安全.通过建立刚体六自由度运动方程和N-S方程的松耦合求解技术,研究强迫俯仰振荡过程对滚转特性的影响.针对背风区涡流形态及横侧向气动特性复杂的方形截面飞行器,数值模拟研究了其不同攻角下的静态滚转气动特性、自由滚转运动特性,以及俯仰振荡时不同振荡速率对滚转气动和运动特性的影响.结果表明,此飞行器在静态时临界攻角约为13°,当攻角小于临界攻角时,滚转方向是静不稳定的,诱发快速滚转运动;当攻角大于临界攻角时,滚转方向是静稳定,其滚转运动是收敛的.研究发现,俯仰振荡一般会降低飞行器滚转方向静稳定或静不稳定的量值,增强滚转方向的动态稳定性.在俯仰振荡的影响下,即使滚转方向是静不稳定的,如果俯仰振荡的频率足够大,飞行器的滚转运动也可能是收敛的. 展开更多

关键词 俯仰/滚转耦合运动 动稳定性 静稳定性 方形截面弹 非定常数值模拟

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风洞整流孔板流动CFD边界条件建模 被引量：3

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作者 袁先旭 杨明智 +1 位作者 谢昱飞 王文正 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第3期316-321,共6页

风洞设计中,普遍采用孔板、金属网等构件进行整流。但孔板流动很复杂,一般只能依据经验并开展引导性试验进行设计与优化。随着CFD技术的发展,风洞设计自然也希望能利用CFD技术,但孔板等复杂构件的流动对此造成很大挑战。通过忽略孔板大... 风洞设计中,普遍采用孔板、金属网等构件进行整流。但孔板流动很复杂,一般只能依据经验并开展引导性试验进行设计与优化。随着CFD技术的发展,风洞设计自然也希望能利用CFD技术,但孔板等复杂构件的流动对此造成很大挑战。通过忽略孔板大量微小开孔中的流动细节,仅考虑多孔板的宏观效应,建立了一种反映多孔板宏观效应的CFD计算边界条件模型,极大缩减了计算规模,并结合2m×2m超声速风洞引导性试验进行了初步计算应用,取得了一定的效果。 展开更多

关键词 风洞设计 孔板 CFD边界条件模型 一维喷管流动

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