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全自动超声速流动计算架构及实现
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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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大型客机翼尖涡不稳定性及其模态特征研究综述
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作者 向阳 吴奕铭 +2 位作者 陈炫羽 程泽鹏 刘洪 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期62-94,I0002,共34页
翼尖涡是客机尾涡的重要组成部分,不仅会产生诱导阻力影响飞机的经济性,同时还会带来尾迹遭遇问题进而影响到后续飞机的安全性。随着数值模拟和实验技术的提升,对翼尖涡结构特征、动力学特征、不稳定性发展、演变规律等现象和机理的认... 翼尖涡是客机尾涡的重要组成部分,不仅会产生诱导阻力影响飞机的经济性,同时还会带来尾迹遭遇问题进而影响到后续飞机的安全性。随着数值模拟和实验技术的提升,对翼尖涡结构特征、动力学特征、不稳定性发展、演变规律等现象和机理的认知不断加深,并取得了丰富的研究成果。近些年,随着不稳定性理论和模态解析方法的发展,研究者针对翼尖涡的不稳定性及其模态特征开展研究,试图揭示翼尖涡不稳定性演变的规律及机制,并期望能建立一种基于不稳定性的流动策略,从而实现对翼尖涡失稳衰减的最优化控制。本文对飞机翼尖涡不稳定性及其模态特征的研究展开综述,首先介绍翼尖涡的不稳定性特征,然后比较典型模态分析方法的基本原理,进而分析翼尖涡不稳定性及其模态结构特征,最后讨论翼尖涡不稳定性模态分析的研究现状及未来发展趋势。 展开更多
关键词 大型客机 翼尖涡 模态分解 涡不稳定性 流动控制
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基于二次本构关系修正湍流模型的曲面乘波进气道性能分析
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作者 王刚 张帅 +2 位作者 宋晓啸 张继发 郑耀 《推进技术》 北大核心 2025年第2期25-40,共16页
高超声速飞行器要求前体与进气道一体化设计,目前已有众多前体/进气道一体化方案被提出,然而在高超声速进气道内精确有效的湍流数值计算分析方法仍有不足。本文实现了一种基于二次本构关系(Quadratic Constitutive Relation,QCR)的高精... 高超声速飞行器要求前体与进气道一体化设计,目前已有众多前体/进气道一体化方案被提出,然而在高超声速进气道内精确有效的湍流数值计算分析方法仍有不足。本文实现了一种基于二次本构关系(Quadratic Constitutive Relation,QCR)的高精度、高效率的湍流修正模型(SA-QCR2020)。采用两种标准验证算例表明,SA-QCR2020湍流模型能够更接近真实的流动物理,对计算算例性能模拟更为准确。随后本文采用该修正湍流模型对曲面乘波进气道在侧滑角为0°,4°,8°,攻角为-8°,0°,8°工况下的性能进行了研究。结果表明,在设计工况下该曲面乘波进气道内从喉道处产生三维涡,并向后发展,随流动扩散至整个流场区域。侧滑角对进气道起动后的性能影响不大,攻角对进气道起动后的性能影响较大,且攻角越大,前缘激波越强,对来流的减速增压作用越强。研究揭示了该曲面乘波进气道在非设计工况下的性能规律,并表明该进气道能够在大攻角、大侧滑角工况下保证飞行器推进系统有效工作。 展开更多
关键词 曲面乘波进气道 二次流 进气道性能 湍流模型 数值模拟
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基于迎风格式伴随方程的飞行器边界特性设计方法
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作者 邓俊 高正红 +2 位作者 黄江涛 赵轲 夏露 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第1期281-292,共12页
飞行器的边界特性决定了其安全性和飞行性能,是飞行器设计的难点和重点。引入迎风格式伴随方程和不同的通量限制器处理形式,提高复杂流动问题的伴随方程求解精度、效率和鲁棒性,拓展伴随优化方法在飞行器边界特性设计的应用范围。介绍... 飞行器的边界特性决定了其安全性和飞行性能,是飞行器设计的难点和重点。引入迎风格式伴随方程和不同的通量限制器处理形式,提高复杂流动问题的伴随方程求解精度、效率和鲁棒性,拓展伴随优化方法在飞行器边界特性设计的应用范围。介绍了离散伴随求解梯度的基本原理,在此基础上推导了伴随方程的无黏项及其边界条件的变分形式,根据通量限制器的处理方式,形成一阶精度、二阶精度和混合精度的伴随方程。对伴随方程的边界处理措施进行了研究。通过ONERA M6机翼梯度精度和鲁棒性验证算例,对比迎风格式和中心格式的伴随方程求解性能,分析限制器和边界处理措施对伴随方程的收敛性和梯度精度的影响。通过CRM翼身组合体巡航气动优化设计和边界特性优化设计算例,验证了求解器对飞行器巡航性能设计和边界特性设计的有效性。计算和设计结果表明,建立的迎风格式伴随方程求解方法鲁棒和梯度精度高,能够适用于飞行器边界特性设计难题的求解。 展开更多
关键词 迎风格式 通量限制器 离散伴随方程 梯度计算 边界特性 气动优化
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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
5
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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高负荷平面叶栅风洞流场品质分析及改进试验
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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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基于数据驱动的湍流神经网络模型参数优化
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作者 吴培利 杨小武 +2 位作者 霍鹏飞 陈超 王琼 《探测与控制学报》 北大核心 2025年第1期110-118,共9页
雷诺平均模拟(RANS)相比直接数值模拟和大涡模拟更具优势,但参数多为经验值,需实验修正,引入神经网络可大幅减少人力和物力的消耗。基于广义k-ω(GEKO)湍流模型和全连接神经网络,提出一种数据驱动的湍流模型参数伴随优化方法。该方法利... 雷诺平均模拟(RANS)相比直接数值模拟和大涡模拟更具优势,但参数多为经验值,需实验修正,引入神经网络可大幅减少人力和物力的消耗。基于广义k-ω(GEKO)湍流模型和全连接神经网络,提出一种数据驱动的湍流模型参数伴随优化方法。该方法利用神经网络策略和基于伴随梯度优化方法获得的训练数据集,学习校正系数与特定流场特征之间的相关性,训练的神经网络模型对湍流模型的全域关键参数进行优化。基于RAE 2822跨声速机翼模型训练的GEKO神经网络模型,对二维机翼和ONERA M6三维机翼的流场模拟都表现出优异的性能,其结果与试验值吻合良好,均优于常用湍流模型。根据相似几何和工况训练GEKO神经网络模型可以极大缩短训练耗时,对同类型的模拟有着优异的可移植性。 展开更多
关键词 数据驱动 神经网络 伴随优化 跨声速机翼
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飞机尾涡对的三维失稳快速模拟方法
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作者 徐梓铭 李栋 +1 位作者 蔡金延 李沛繁 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期95-104,I0002,共11页
飞机尾流是制约机场飞行间隔缩短的重要因素之一,然而当前的尾流演化数值模拟和经验模型均无法兼顾尾流演化的时效性和准确性,不利于管制机场尾流间隔。考虑到飞机尾流由飞机尾涡对主导,而动力学失稳又是飞机尾涡耗散的主要机制,本文提... 飞机尾流是制约机场飞行间隔缩短的重要因素之一,然而当前的尾流演化数值模拟和经验模型均无法兼顾尾流演化的时效性和准确性,不利于管制机场尾流间隔。考虑到飞机尾流由飞机尾涡对主导,而动力学失稳又是飞机尾涡耗散的主要机制,本文提出基于曲率修正涡丝法的飞机尾涡对失稳快速模拟方法。通过三次样条插值得到涡段中点坐标,将直涡段处理为弯曲涡段,同时考虑涡段对自身控制点的诱导作用,实现涡丝法诱导速度的曲率修正。另外,给出了涡丝法模拟飞机尾涡对周期条件的处理方法,大幅提升了涡丝法模拟飞机尾涡失稳的计算精度。数值实验结果表明,考虑曲率修正的涡丝法能够以较低的计算成本实现快速预测尾涡对长波失稳,并且失稳增长率、涡丝倾角均与理论值吻合良好。在施加不同强度的湍流扰动后,本文方法模拟得到的涡对快速耗散时间与理论值吻合较好,尤其对于中弱强度的湍流扰动,本文方法预测结果更为准确。 展开更多
关键词 飞机尾涡 动力学失稳 涡丝法 曲率修正 大气湍流
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基于模态分解的转静干涉平面叶栅非定常流场时空分布分析
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作者 周向鑫 李滕 +3 位作者 杨维建 林永康 张涛 姚建尧 《应用数学和力学》 北大核心 2025年第2期223-240,共18页
由转静干涉引起的非定常流动是造成叶片/叶盘强迫响应的主要激励来源,更加准确和全面地表征转静干涉非定常流场的时空分布特征对流固耦合振动分析具有重要的意义,利用本征正交分解(POD)和动力学模态分解(DMD)等模态分析方法可以有效地... 由转静干涉引起的非定常流动是造成叶片/叶盘强迫响应的主要激励来源,更加准确和全面地表征转静干涉非定常流场的时空分布特征对流固耦合振动分析具有重要的意义,利用本征正交分解(POD)和动力学模态分解(DMD)等模态分析方法可以有效地从复杂流动系统中识别和提取激励成分.该文以典型的1.5级涡轮平面叶栅为例,采用POD方法和DMD方法获得二维转静干涉流场的流动模态和时间系数,对叶片通道流场的时空分布特性进行分析.结果表明:两种模态分解方法均能有效辨识流动特征,实现流场的合理减缩.利用模态能量排序的POD方法可以准确识别占据流场主导地位的流动结构;而基于频率特征的DMD方法可以快速识别流场中各阶模态对应的激振频率和激励阶次.模态分解方法相较于传统FFT方法,不受采样位置的影响,兼顾全场流动识别和局部特征分析,可为叶轮机械非定常激励耦合振动快速分析提供帮助. 展开更多
关键词 瞬态流场 本征正交分解 动力学模态分解 转静干涉 非定常激励
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内外流一体化气动热模拟一致性研究
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作者 张旭辉 王兆伟 姚冉 《实验流体力学》 北大核心 2025年第1期45-53,共9页
以内外流一体化设计的飞行器为研究对象,对比分析了内外流场气动热仿真和风洞试验的一致性,定量分析了气动热仿真与风洞试验之间的差异,并研究了产生差异的原因。气动热仿真采用有限体积法求解Navier-Stokes方程,湍流模型为SA,空间格式... 以内外流一体化设计的飞行器为研究对象,对比分析了内外流场气动热仿真和风洞试验的一致性,定量分析了气动热仿真与风洞试验之间的差异,并研究了产生差异的原因。气动热仿真采用有限体积法求解Navier-Stokes方程,湍流模型为SA,空间格式为Roe的FDS,时间格式为LU-SGS。在FD-20a激波风洞中开展风洞试验,来流马赫数Ma∞=6,单位雷诺数ReL=1.14×10^(7)~2.98×10^(7) m^(-1),迎角α=0°~8°。仿真与试验的对比结果表明:沿流向流动干扰复杂程度增大,热流模拟一致性降低;压缩面流动以附着流和小分离为主,仿真与试验一致性较好,平均差异约22.3%;在分离与激波边界层干扰等作用下,与压缩面相比,内流的仿真与试验差异增大,其中喉道平均差异约43.5%,隔离段平均差异约31.8%。受Edney型激波干扰的作用,唇口的仿真与试验在三维空间分布上的最大差异达到100%。从网格、数值方法、非定常特性和不确定度评估等方面,归纳总结了沿流向气动热仿真与试验差异增大的原因。 展开更多
关键词 内外流一体化 气动热 激波风洞 数值仿真 一致性
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引射工质对高温高超声速层/湍流边界流动的影响
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作者 吴心怡 张伦 +3 位作者 张雨秋 江中正 吴昌聚 陈伟芳 《上海航天(中英文)》 2025年第1期169-179,共11页
高超声速飞行器面临剧烈气动热问题,对飞行器热防护构成威胁,通过质量引射的主动热防护技术能够有效地降低壁面的摩擦阻力和热流,成为热防护研究的热点。然而,不同工质引射对高温高超声速层/湍流边界层流动的影响规律及区别仍不十分明确... 高超声速飞行器面临剧烈气动热问题,对飞行器热防护构成威胁,通过质量引射的主动热防护技术能够有效地降低壁面的摩擦阻力和热流,成为热防护研究的热点。然而,不同工质引射对高温高超声速层/湍流边界层流动的影响规律及区别仍不十分明确,是主动热防护设计亟须解决的气动问题。因此,本文拟选取二维平板模型,采用剪切应力输运(SST)湍流模型,开展考虑质量引射的降热减阻数值模拟研究,分析了3种不同引射工质(水蒸汽、二氧化碳、热解气体)对高温高超声速层/湍流流动的影响。计算结果说明:热解气体引射条件下,层/湍流激波层速度和温度分布差异明显。与无引射相比,3种不同工质引射气体均有效降低了湍流边界层处的速度与温度梯度,进而降低了壁面的摩擦阻力和热流,并且相较于其他2种工质,热解气体引射降热减阻效果最为显著。研究结果还表明:3种引射工质均使得雷诺应力大幅度提升,加剧了湍流的脉动。 展开更多
关键词 壁面质量引射 剪切应力输运(SST)模型 边界层 降热减阻 化学反应
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考虑热力学非平衡效应的高马赫数超燃冲压发动机湍流燃烧数值研究
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作者 冯海 金台 吴坤 《实验流体力学》 北大核心 2025年第1期30-37,共8页
高超声速飞行过程中,随着马赫数升高,边界层内温度快速上升,分子振动能、电子能被激发,气体分子发生离解甚至电离,使得量热完全气体假设失效。针对高温热化学非平衡气体,采用热力学平衡模型及Park的双温度非平衡模型对飞行马赫数Ma=12... 高超声速飞行过程中,随着马赫数升高,边界层内温度快速上升,分子振动能、电子能被激发,气体分子发生离解甚至电离,使得量热完全气体假设失效。针对高温热化学非平衡气体,采用热力学平衡模型及Park的双温度非平衡模型对飞行马赫数Ma=12条件下的超燃冲压发动机进行了数值模拟。研究结果表明:与平衡态计算结果相比,非平衡效应使得波系位置前移,激波间峰值压力升高,对冷场的影响更加明显;非平衡态平动温度场与平衡态差别不大,热力学非平衡效应使平动温度Ttr略微升高;非平衡态燃烧室出口截面燃烧效率更低,热力学非平衡效应会降低反应程度。 展开更多
关键词 高超声速 热力学非平衡 超燃冲压发动机 波系结构 燃烧效率 数值模拟
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基于CESE/IBM算法的NACA0018翼型气动模拟及抖振分析
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作者 张旭童 于煜斌 +2 位作者 落龑寿 郑新 李京杰 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第1期17-28,共12页
飞行器在飞行过程中,流体气动力和结构弹性体之间会形成耦合作用,这种相互作用可能会使弹性体发散抖动产生不同程度的破坏,造成安全隐患。针对以上问题,提出基于时-空守恒元解元和浸入式边界的流固耦合数值模拟方法,利用时-空守恒元解... 飞行器在飞行过程中,流体气动力和结构弹性体之间会形成耦合作用,这种相互作用可能会使弹性体发散抖动产生不同程度的破坏,造成安全隐患。针对以上问题,提出基于时-空守恒元解元和浸入式边界的流固耦合数值模拟方法,利用时-空守恒元解元方法进行流体域计算,利用浸入式贴体网格边界法进行流固耦合边界面识别。以NACA0018为例,通过仿真数据得出不同攻角下机翼外流场压力与速度云图;同时研究机翼在不同来流速度下的抖振幅度的变化及其规律。研究表明,该流固耦合求解方法,在求解具有复杂流型的高速可压缩流包括激波或爆轰与大变形问题上具有较高的精度及稳定性,可为相关研究提供借鉴。 展开更多
关键词 流固耦合 时-空守恒元解元 浸入式边界 数值模拟 抖振
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一种高效的霍尔电场数值模拟方法
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作者 李恒 金科 +3 位作者 寇勇 李凯 王斌 叶柳青 《力学学报》 北大核心 2025年第1期79-88,共10页
针对高超声速飞行器电磁调控分析中霍尔电场高效数值模拟方法的需求,以磁流体动力学基本原理为基础,构造了双曲形式的霍尔电场控制方程.基于自行开发的计算流体力学数值求解框架,在非结构混合网格上通过格心有限体积方法建立了新的霍尔... 针对高超声速飞行器电磁调控分析中霍尔电场高效数值模拟方法的需求,以磁流体动力学基本原理为基础,构造了双曲形式的霍尔电场控制方程.基于自行开发的计算流体力学数值求解框架,在非结构混合网格上通过格心有限体积方法建立了新的霍尔电场数值模拟方法.迎风分裂格式基于Rusanov格式,时间推进基于LU-SGS隐式算法.以立方体区域泊松方程算例和分段电极流动通道霍尔电势算例为例对文章数值方法的准确性、收敛特性以及计算效率进行了考核和验证.数值模拟结果表明,当前数值方法计算结果与传统方法相同,且具有良好的收敛特性,对于立方体区域泊松方程算例,当前方法所需墙上时间为传统方法的28.76%,而对于分段电极流动通道霍尔电势算例,当前方法所需墙上时间仅为传统方法的0.61%.文章提出的新的霍尔电场数值模拟方法具有较高的计算效率. 展开更多
关键词 计算流体力学 磁流体动力学 霍尔效应 泊松方程 数值模拟
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基于GPU的嵌套网格装配方法
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作者 杨克龙 《科技创新与应用》 2025年第1期177-179,184,共4页
采用嵌套网格可以有效地处理大幅运动问题,但随着网格规模的增大和流动问题复杂度的提高,传统的基于CPU的嵌套网格装配方法越来越难以满足当前的计算需求。针对上述问题,该文基于CUDA平台,发展一种基于GPU的k-d树嵌套网格装配方法,并对... 采用嵌套网格可以有效地处理大幅运动问题,但随着网格规模的增大和流动问题复杂度的提高,传统的基于CPU的嵌套网格装配方法越来越难以满足当前的计算需求。针对上述问题,该文基于CUDA平台,发展一种基于GPU的k-d树嵌套网格装配方法,并对k-d树构建过程和搜索过程进行优化,大大提升贡献单元搜索效率和物面距计算效率,进而加快嵌套网格装配速度。 展开更多
关键词 图形处理器 嵌套网格 K-D树 装配方法 流场计算域
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火箭助推头罩分离方案设计及数值仿真研究
16
作者 陈苗 黄琳焱 《科技创新与应用》 2025年第1期26-29,共4页
该文针对飞行器低动压下头罩分离存在的难分离以及复杂流动干扰问题,设计使用助推火箭进行头罩分离的方案,并采用基于动态嵌套网格的N-S方程和刚体六自由度方程耦合求解的数值仿真方法对头罩分离模型开展3种分离火箭安放位置的头罩分离... 该文针对飞行器低动压下头罩分离存在的难分离以及复杂流动干扰问题,设计使用助推火箭进行头罩分离的方案,并采用基于动态嵌套网格的N-S方程和刚体六自由度方程耦合求解的数值仿真方法对头罩分离模型开展3种分离火箭安放位置的头罩分离模拟研究。研究结果表明,头罩分离初期阶段两侧分离火箭喷流合流在头罩内部下段积压会导致左右瓣罩内翻,通过调整分离火箭纵向位置可以有效减轻分离初期左右瓣罩的内翻程度,并最终实现瓣罩以外翻姿态与弹体的成功分离。 展开更多
关键词 火箭助推头罩分离 刚体六自由度 嵌套网格 流动干扰 数值仿真
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基于稀疏贝叶斯优化的翼型设计可解释性研究
17
作者 林健 吕宏强 +3 位作者 黄增辉 刘子敬 虞建 刘学军 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期22-33,I0001,共13页
贝叶斯优化框架具有优化效率高、效果好等特点,适合解决高维黑盒优化问题,适用于飞机翼型设计领域。然而其优化过程不透明,难以直观理解机器优化结果和翼型典型物理特征之间的联系,如何解释贝叶斯优化进程仍然是一个挑战。针对这一问题... 贝叶斯优化框架具有优化效率高、效果好等特点,适合解决高维黑盒优化问题,适用于飞机翼型设计领域。然而其优化过程不透明,难以直观理解机器优化结果和翼型典型物理特征之间的联系,如何解释贝叶斯优化进程仍然是一个挑战。针对这一问题,本文提出了一种基于稀疏贝叶斯优化框架的翼型优化可解释性方法,使用具有物理意义的典型几何特征参与优化进程,在贝叶斯优化过程中对翼型特征进行稀疏,同时获得可解释性信息。在以RAE2822为基准翼型的超临界翼型优化算例上验证该方法。实验结果表明,该方法在优化气动性能的同时尽可能地减少了翼型设计维度,使其在保证气动性能良好的情况下具备了一定的可解释性,能直观地了解翼型各参数对优化目标的影响程度,辅助翼型设计人员进行决策和判断。 展开更多
关键词 贝叶斯优化 可解释性 翼型物理特征 翼型设计 维度稀疏
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基于POD和Kriging的水滴收集量快速预测方法 被引量:1
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作者 郭琪磊 杜杰 张恒 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期318-326,共9页
数值模拟手段预测翼面处水滴撞击特性通常较为耗时,为快速准确计算结冰条件下的翼面处水滴收集量,提出了基于本征正交分解和代理模型的水滴收集量快速预测方法。首先对FAR 25部附录C中连续最大结冰条件进行优化拉丁超立方采样,通过数值... 数值模拟手段预测翼面处水滴撞击特性通常较为耗时,为快速准确计算结冰条件下的翼面处水滴收集量,提出了基于本征正交分解和代理模型的水滴收集量快速预测方法。首先对FAR 25部附录C中连续最大结冰条件进行优化拉丁超立方采样,通过数值模拟手段获得各采样点在翼面处水滴收集量分布,从而构造样本空间。在此基础上,利用本征正交分解(Proper orthogonal decompostion,POD)方法找到表达和重构水滴收集量的本征模态以及相应的拟合系数。最后,利用Kriging模型建立样本空间中各采样点与拟合系数间的代理模型,实现翼面处水滴收集量分布的快速预测。经多组工况验证表明:该方法可较为准确地预测翼面处水滴收集量分布,其计算成本较数值模拟方法大幅降低,能够为无人机防除冰设计提供有益参考。 展开更多
关键词 无人机 防/除冰 本征正交分解 代理模型 水滴收集量
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格栅湍流下翼尖涡摇摆运动及统计特性演化规律
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作者 王志远 潘翀 程泽鹏 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期121-129,61,I0002,共11页
来流湍流度是影响翼尖涡不稳定运动及其发展演化行为的重要因素。本文在基于机翼弦长的雷诺数Re_(c)=1.1×10^(4)条件下,通过时间解析的体视粒子图像测速技术测量了不同来流湍流度条件下孤立翼尖涡在不同流向站位处的速度场。结果表... 来流湍流度是影响翼尖涡不稳定运动及其发展演化行为的重要因素。本文在基于机翼弦长的雷诺数Re_(c)=1.1×10^(4)条件下,通过时间解析的体视粒子图像测速技术测量了不同来流湍流度条件下孤立翼尖涡在不同流向站位处的速度场。结果表明,来流湍流度的增大显著增强了翼尖涡的不稳定摇摆运动,不同来流条件下翼尖涡摇摆运动幅值沿流向线性增长,并满足对来流脉动速度的统一标度规律。摇摆运动对翼尖涡统计量的计算有显著影响,通过系综平均方法修正摇摆运动对统计量测量结果的影响后进一步发现,在本实验测量的参数空间内不同来流条件下翼尖涡涡核半径满足相同的增长规律,翼尖涡沿流向的发展演化表现为黏性扩散为主导的衰减机制。 展开更多
关键词 翼尖涡 湍流度 摇摆运动 统计特性 体视粒子图像测速
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深空再入飞行器烧蚀粗糙表面高超声速转捩预测 被引量:1
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作者 李齐 赵瑞 +2 位作者 陈智 郭斌 王强 《气体物理》 2024年第1期12-20,共9页
深空再入飞行器为提高气动减速效率,一般采用大钝度迎风外形以及烧蚀降热型防热结构。而扁平的前体外形与气动加热烧蚀导致表面粗糙度急剧增加等因素,极易造成飞行器迎风面流动失稳,流动出现转捩甚至演化为湍流,使表面热流分布发生巨大... 深空再入飞行器为提高气动减速效率,一般采用大钝度迎风外形以及烧蚀降热型防热结构。而扁平的前体外形与气动加热烧蚀导致表面粗糙度急剧增加等因素,极易造成飞行器迎风面流动失稳,流动出现转捩甚至演化为湍流,使表面热流分布发生巨大变化,给飞行器安全带来极大挑战。国内以往对大钝头再入器微观形貌变化下高超声速边界层失稳机制和转捩模拟的研究开展很少。以大钝头防热罩与沙粒式分布粗糙元为研究对象,分别利用基于高超声速与粗糙元修正的γ-Reθ转捩模式和k-ω-γ转捩模式,分析了高超声速来流条件下分布粗糙元等效粗糙高度、来流Reynolds数、攻角以及化学非平衡基本流对大钝头迎风表面的间歇因子分布和边界层转捩位置以及热流分布的影响,研究了深空再入飞行器烧蚀粗糙表面的高超声速边界层转捩发展规律与气动热影响规律。 展开更多
关键词 深空再入飞行器 大钝头防热罩 分布式粗糙元 转捩模式 化学非平衡
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