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逆向射流对高超声速升力体构型的减阻特性研究
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作者 王林 王宇楠 +3 位作者 罗振兵 周岩 谢玮 刘强 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期881-892,共12页
在高超声速飞行过程中,飞行器往往会面临巨大的阻力,严重限制了其飞行性能,并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题,通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明,随着射流孔数... 在高超声速飞行过程中,飞行器往往会面临巨大的阻力,严重限制了其飞行性能,并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题,通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明,随着射流孔数量的增加,整体减阻率显著提高,有效降低了升力体头部的高压区域,但也导致四周流场的不稳定性增强。射流孔位置对激波脱体距离和“气膜”厚度具有重要影响。此外,增大攻角会导致整体减阻率下降,但对局部减阻率影响较小,同时会增加上下壁面之间的压差。进一步比较研究发现,在20 km和55 km高空条件下,这3种因素对减阻性能的影响规律保持一致。研究结果为设计高效减阻方案提供了重要参考。 展开更多
关键词 逆向射流 减阻 升力体 高超声速飞行器 激波
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面向高速流场成像的聚焦纹影研究进展
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作者 田立丰 付双旭 《中山大学学报(自然科学版)(中英文)》 CAS 北大核心 2025年第1期238-249,共12页
相较于传统的光学流动可视化技术,聚焦纹影技术能对非聚焦区域的流场信息进行模糊化处理,从而反映窄景深内的流场信息,具有高空间分辨率、抗干扰能力强、无需播撒示踪粒子、低成本等特点,这些特点使得聚焦纹影十分适用于高速流场的流动... 相较于传统的光学流动可视化技术,聚焦纹影技术能对非聚焦区域的流场信息进行模糊化处理,从而反映窄景深内的流场信息,具有高空间分辨率、抗干扰能力强、无需播撒示踪粒子、低成本等特点,这些特点使得聚焦纹影十分适用于高速流场的流动显示和流场测量。本文在对聚焦纹影系统成像的基本原理进行介绍的基础上,以传统聚焦纹影在格栅对准和非定常流动多平面测量方面面临的挑战为出发点,总结了聚焦纹影的国内外相关研究,并进一步展望了聚焦纹影的未来发展。 展开更多
关键词 聚焦纹影 流动显示 流场成像
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融合知识和约束图的远程监督关系抽取方法
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作者 刘琼昕 牛文涛 王佳升 《北京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期731-739,共9页
远程监督关系抽取通过自动标注数据减少人工标注成本,但存在句子标签噪声和关系长尾分布两个问题.为解决上述问题,提出一种融合知识图中实体信息以及实体和关系间约束的关系抽取方法.该方法对目标实体和其邻居实体的属性进行编码,对目... 远程监督关系抽取通过自动标注数据减少人工标注成本,但存在句子标签噪声和关系长尾分布两个问题.为解决上述问题,提出一种融合知识图中实体信息以及实体和关系间约束的关系抽取方法.该方法对目标实体和其邻居实体的属性进行编码,对目标实体和邻居实体构成的邻居图进行编码,对实体类型和关系间约束进行编码,并通过多源融合注意力模块进行信息整合,构建关系抽取模型.该方法在NYT-10数据集上的AUC值为0.524,P@100值为94.8%,长尾指标Hits@K较之前最先进模型均有提升,取得了优异表现,表明该方法融合实体信息和约束信息解决远程监督关系抽取两个主要问题的有效性. 展开更多
关键词 远程监督关系抽取 知识上下文 约束图 多源融合注意力
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尾流冲浪中后机等效诱导升力计算分析
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作者 陈宽明 王腾 +2 位作者 刘泽宇 蒋倩兰 邓蕾蕾 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第4期60-66,127,共8页
为进一步得到在尾流冲浪中的减阻、节油等效益,提出了一种尾流冲浪中后机获取升力的计算方法,对节油率进行分析。采取数值模拟的方法,选取A330-200机型作为前机和后机,以其适用巡航速度在高空飞行作为背景,模拟了其尾涡的环量、半径以... 为进一步得到在尾流冲浪中的减阻、节油等效益,提出了一种尾流冲浪中后机获取升力的计算方法,对节油率进行分析。采取数值模拟的方法,选取A330-200机型作为前机和后机,以其适用巡航速度在高空飞行作为背景,模拟了其尾涡的环量、半径以及其产生的下沉运动。根据尾流的耗散规律从2000~4500 m范围中选取了6组前后机纵向间隔,参照不同的后机距涡核的相对位置进行了滚转力矩分析,根据诱导速度等效转化为后机均匀获取的诱导升力,分析评估出合理的后机冲浪位置,得出较高的节油率为12.28%。 展开更多
关键词 尾流冲浪 数值模拟 尾涡 诱导速度 诱导升力
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变体飞行器的气动与多学科设计需求
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作者 王跃 马建华 +2 位作者 韩忠华 宋文萍 杨宇 《航空科学技术》 2024年第5期15-27,共13页
变体飞行器可以通过局部或整体变形来改变飞行器的外部形状,实时适应多种任务需求,在多种飞行环境下保持气动性能最优,已经成为21世纪航空航天领域的前沿研究热点。本文首先梳理了变体飞行器的气动与总体设计、结构、控制、噪声、隐身... 变体飞行器可以通过局部或整体变形来改变飞行器的外部形状,实时适应多种任务需求,在多种飞行环境下保持气动性能最优,已经成为21世纪航空航天领域的前沿研究热点。本文首先梳理了变体飞行器的气动与总体设计、结构、控制、噪声、隐身之间的联系,然后针对变体飞行器气动设计面临的任务需求,阐述了增升减阻、稳定性和操纵性、降低气动噪声以及增强飞行器隐身性等气动与多学科设计对不同变形方式的需求,最后对变体飞行器关键技术和未来发展方向进行了展望,为变体飞行器气动与多学科设计的发展提供参考。 展开更多
关键词 变体飞行器 气动设计 增升减阻 稳定性和操纵性 降低气动噪声 增强飞行器隐身性
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舵面PID闭环控制虚拟飞行研究
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作者 邱福生 亢盛杰 杜一鸣 《计算机仿真》 2024年第11期41-46,共6页
为了模拟带副翼二维机翼受闭环控制下的飞行状态。基于计算流体力学、采用动态嵌套网格技术求解非定常流动控制方程与动力学方程,结合PID闭环控制算法,对预设目标迎角的带副翼二维机翼舵面受控,做俯仰运动时的流场特性和舵偏角及机翼俯... 为了模拟带副翼二维机翼受闭环控制下的飞行状态。基于计算流体力学、采用动态嵌套网格技术求解非定常流动控制方程与动力学方程,结合PID闭环控制算法,对预设目标迎角的带副翼二维机翼舵面受控,做俯仰运动时的流场特性和舵偏角及机翼俯仰角度随时间变化历程进行了研究。结果表明,反馈控制响应迅速,能较快使机翼偏转到目标迎角,且俯仰震荡相对稳定之后与目标迎角之间误差较小。验证了闭环控制应用于虚拟飞行技术中的有效性,上述方法对于研究通用飞行器受控飞行中流动机理及动态特性具有较高的参考价值。 展开更多
关键词 嵌套网格 虚拟飞行 闭环控制 耦合计算 计算流体力学
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马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验 被引量:1
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作者 卢洪波 林键 +8 位作者 金熠 陈星 纪锋 吴衡毅 刘春风 王瑞庭 朱浩 杨甫江 韦宝禧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期27-36,I0001,共11页
针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的... 针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。 展开更多
关键词 高马赫数 超燃冲压发动机 高焓激波风洞 化学发光光谱诊断 凹腔稳焰
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升力体外形高超声速边界层转捩红外测量实验 被引量:1
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作者 陈久芬 徐洋 +3 位作者 蒋万秋 凌岗 段茂昌 张毅锋 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期98-106,共9页
在常规高超声速风洞中,开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验,研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律,并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm,来流单位雷诺数为0.46×10^(7)~3.94×... 在常规高超声速风洞中,开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验,研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律,并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm,来流单位雷诺数为0.46×10^(7)~3.94×10^(7)m^(–1),马赫数为5~8,迎角为0°。通过大面积红外热图技术获得了模型表面温升分布,得到了边界层转捩阵面形状。实验结果表明:在升力体边界层中存在横流失稳和第二模态转捩;随着单位雷诺数增大,横流转捩效应增强,模型下表面和上表面温升增大,转捩阵面前移,转捩区域扩大;随着马赫数增大,横流转捩效应减弱,转捩位置后移,转捩区域显著减小;不同单位雷诺数和马赫数下的转捩N值比较接近,但上、下表面的转捩N值不同(下表面约为6,上表面约为2.5),侧缘在高单位雷诺数下会出现高频第二模态转捩。 展开更多
关键词 升力体 高超声速风洞 边界层转捩 红外热图 e^(N)方法
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高超声速大动压下整流罩分离测力风洞试验 被引量:1
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作者 钟俊 林敬周 +1 位作者 解福田 赵健 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期98-106,共9页
针对高超声速试验模型整体式整流罩的反推火箭拔罩分离问题,开展了反推火箭喷流模拟方法和风洞测力试验装置设计研究,试验模拟了马赫数5、动压33 kPa时整流罩反推喷流干扰效应和分离距离影响,获得了反推喷流和分离距离影响下的整流罩气... 针对高超声速试验模型整体式整流罩的反推火箭拔罩分离问题,开展了反推火箭喷流模拟方法和风洞测力试验装置设计研究,试验模拟了马赫数5、动压33 kPa时整流罩反推喷流干扰效应和分离距离影响,获得了反推喷流和分离距离影响下的整流罩气动特性。试验研究表明:反推火箭拔罩分离过程中,喷流干扰作用主导了整流罩的气动特性,使得法向力系数、轴向力系数和俯仰力矩系数分别出现了44.5%、32.4%和198.6%的最大变化量;在负迎角下,整流罩压心前移显著,使得静稳定设计的整流罩呈现出静不稳定性,不利于整流罩安全分离;分离距离越大,分离距离变化对整流罩气动特性的影响越弱;将分离初始迎角限定为小的正迎角,整流罩在分离过程中容易保持姿态稳定,有利于整流罩安全分离。 展开更多
关键词 整流罩分离 反推火箭喷流 天平测力试验 大动压 高超声速
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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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倾转旋翼机悬停状态气动干扰分析 被引量:1
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作者 李尚斌 江露生 林永峰 《工程力学》 EI CSCD 北大核心 2024年第3期232-240,共9页
针对倾转旋翼机,开展了悬停状态气动干扰风洞试验和数值模拟研究。试验中,测量了悬停状态下的旋翼升力、扭矩以及半模机翼的气动力。同时,采用运动嵌套网格方法,通过求解N-S方程对机翼倾角0°和90°两种状态进行数值模拟,开展... 针对倾转旋翼机,开展了悬停状态气动干扰风洞试验和数值模拟研究。试验中,测量了悬停状态下的旋翼升力、扭矩以及半模机翼的气动力。同时,采用运动嵌套网格方法,通过求解N-S方程对机翼倾角0°和90°两种状态进行数值模拟,开展了数值模拟与风洞试验的相关性分析研究,验证了该数值模拟方法的有效性。结果表明:不考虑机身气动力时,孤立旋翼、机翼攻角0°和机翼攻角90°三种状态下旋翼气动特性差异不明显;考虑机身气动力时,机翼攻角0°时,机身产生约18.2%向下载荷,单片桨叶和机身出现强烈非定常气动特性,其中桨叶升力系数动态值与平均值比为9.8%,机身升力系数动态值与平均值比为18.38%。 展开更多
关键词 倾转旋翼机 气动干扰 风洞试验 数值模拟 悬停状态
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高速平板边界层中定常条带的前缘感受性 被引量:1
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作者 刘洋 赵磊 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期14-26,I0001,共14页
来流湍流度较高时,自由流涡波可在边界层内激发流向条带结构,并引起边界层的旁路(bypass)转捩。本文采用调和线性化Navier-Stokes方程(harmonic linearized Navier-Stokes,HLNS)方法模拟平板边界层条带对自由流涡波的前缘感受性,并通过... 来流湍流度较高时,自由流涡波可在边界层内激发流向条带结构,并引起边界层的旁路(bypass)转捩。本文采用调和线性化Navier-Stokes方程(harmonic linearized Navier-Stokes,HLNS)方法模拟平板边界层条带对自由流涡波的前缘感受性,并通过直接数值模拟验证了HLNS方法的可靠性。针对马赫数4.8的高速平板边界层,分析了零频涡波激发定常条带的前缘感受性过程及定常条带的演化规律。研究结果表明,边界层外的自由流涡扰动对边界层条带的发展存在持续的激励作用;对于固定展向波数的自由流涡波,法向波数为0时激发的条带幅值最大;自由流涡波的法向波数在小于临界角度时仅影响条带的幅值,而不影响条带扰动的形函数剖面。随着当地雷诺数的增加,条带的幅值演化和形函数剖面呈现出很好的相似性;当地无量纲展向波数β=0.18时,归一化幅值最大。 展开更多
关键词 定常条带 前缘感受性 自由流涡波 HLNS方法 高速边界层
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基于调和线性化Navier-Stokes方程的局部感受性 被引量:1
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作者 黄加昊 赵磊 赵瑞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第3期69-82,共14页
高超声速边界层中Mack模态的感受性决定了触发转捩的扰动的初始幅值,因而考虑感受性是构建合理的转捩预测方法的前提。壁面粗糙元与来流声波作用从而激发Mack模态是典型的局部感受性过程,对该过程的描述方法大致包括大雷诺数渐近理论、... 高超声速边界层中Mack模态的感受性决定了触发转捩的扰动的初始幅值,因而考虑感受性是构建合理的转捩预测方法的前提。壁面粗糙元与来流声波作用从而激发Mack模态是典型的局部感受性过程,对该过程的描述方法大致包括大雷诺数渐近理论、有限雷诺数理论和直接数值模拟。由于需要做小粗糙元线性假设,所以前两种方法无法有效预测有限高度粗糙元工况,而第三种方法则由于计算量庞大而无法进行参数化研究。本文发展了一套基于调和线性化Navier-Stokes方程的局部感受性高效算法,并针对马赫数5.92的高超声速平板边界层系统地研究了小尺度及有限高度粗糙元与声波引起的Mack模态感受性。结果表明,快声波诱导Mack模态的局部感受性显著强于慢声波。对于有限高度粗糙元,快声波的局部感受性在较大声波参数范围内随粗糙元高度增加而超线性增强。 展开更多
关键词 感受性 粗糙元 调和线性化Navier-Stokes方程 高超声速边界层
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多频率组合波形阵风场模拟与测量研究
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作者 于金革 马占元 +3 位作者 张颖 杨希明 韩超 许相辉 《工程力学》 EI CSCD 北大核心 2024年第3期250-256,共7页
基于数值模拟方法选取设定FL-51风洞阵风发生器的装置参数,如发生器叶片的数量、展长、弦长及间距等。发生器采用液压摆动缸独立驱动形式,可模拟正弦波、三角波及随机波等多种波形的多频率组合运动,同时能够减少安装传动件,并提升发生... 基于数值模拟方法选取设定FL-51风洞阵风发生器的装置参数,如发生器叶片的数量、展长、弦长及间距等。发生器采用液压摆动缸独立驱动形式,可模拟正弦波、三角波及随机波等多种波形的多频率组合运动,同时能够减少安装传动件,并提升发生器性能。通过阵风场校测结果表明:叶片能够实现摆动频率为0 Hz~15 Hz,在校测范围内发生器产生的正弦流场较均匀;在来流风速40 m/s、叶片摆动频率为10 Hz、摆角为15°时,最大阵风幅值为8.5 m/s。地面测试与流场校测结果表明:该文所提出的阵风场模拟技术可以实现低速风洞多频率多波形组合运动,为风洞试验提供复杂的阵风流场。 展开更多
关键词 低速风洞 阵风发生器 独立驱动 多频率 组合波形 阵风流场测量
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Sivells方法在高马赫数低总压喷管设计中的适用性分析
15
作者 李震乾 石义雷 +4 位作者 梁杰 陈爱国 皮兴才 龙正义 杨彦广 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期72-80,共9页
目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总... 目前高超声速轴对称型面喷管广泛采用Sivells方法进行无黏型面设计,通过求解轴对称的von Kármán动量方程进行边界层修正。该方法在常规高超声速风洞、激波风洞等的高马赫数、高总压条件下已成功应用,但鲜有在高马赫数、低总压条件下的应用研究。在低总压条件下,采用该方法设计了马赫数6、8、10、12的轴对称型面喷管,通过数值模拟分析流场结构,并进行试验验证;模拟了喷管射流流场,通过对射流流场进行结构分析,判断设计方法的适用性。研究结果表明:马赫数6、8喷管流场与设计基本一致,射流流场品质较好,适合开展风洞试验;马赫数10、12喷管流场局部过度膨胀,马赫数高于设计值,其中马赫数10喷管的射流流场品质较好,马赫数12喷管的射流流场品质下降显著且马赫数轴向梯度增大。因此,在高马赫数、低总压条件下,Sivells设计方法仍适用于马赫数6、8喷管,马赫数10喷管处于临界状态,而不适用于马赫数12喷管。 展开更多
关键词 Sivells方法 高马赫数 低总压 喷管流场 射流流场 轴对称型面喷管
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高阶精度非线性加权格式权函数研究综述
16
作者 毛枚良 白进维 +2 位作者 闵耀兵 马燕凯 江定武 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第6期1-14,I0001,共15页
在简述用于捕捉间断的非线性格式发展历程的基础上,依托五阶精度WENO格式,介绍了非线性加权格式在候选模板集选取、光滑度指标计算方法及其与非线性权的函数关系等方面做出的努力。对于非等宽候选模板集的情况,给出了保证非线性加权格... 在简述用于捕捉间断的非线性格式发展历程的基础上,依托五阶精度WENO格式,介绍了非线性加权格式在候选模板集选取、光滑度指标计算方法及其与非线性权的函数关系等方面做出的努力。对于非等宽候选模板集的情况,给出了保证非线性加权格式精度的非线性权的量阶关系,强调了光滑度指标计算方法对格式精度和效率的重要性,提出了进一步开展多宽度模板集非线性加权格式研究的建议。 展开更多
关键词 高阶精度非线性格式 非线性加权方法 极值点降阶问题 非等宽候选模板集 计算流体力学
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低温振动非平衡流动数值模拟研究
17
作者 李中华 陈爱国 +2 位作者 杨彦广 李志辉 粟斯尧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第11期55-62,I0001,共9页
在高速低密度风洞喷管流动中,振动温度出现冻结,与平动温度和转动温度产生了严重的非平衡现象。相关数值模拟结果中,振动温度完全冻结,而试验结果明显低于计算结果。为合理解释此现象,对数值模拟方法在低温条件下的应用进行分析,基于直... 在高速低密度风洞喷管流动中,振动温度出现冻结,与平动温度和转动温度产生了严重的非平衡现象。相关数值模拟结果中,振动温度完全冻结,而试验结果明显低于计算结果。为合理解释此现象,对数值模拟方法在低温条件下的应用进行分析,基于直接模拟蒙特卡罗(direct simulation Monte Carlo,DSMC)方法中热力学非平衡模拟技术,对振动松弛碰撞数进行修正,给出了修正系数1×10^(-7),建立了低温振动非平衡流动数值模拟方法。利用该方法对低密度风洞M16喷管流场和10 N姿控发动机羽流流场开展数值模拟,得到了与试验结果相符合的振动温度。研究表明:在低温条件下,由于振动松弛碰撞数很大,气体分子很难发生振动松弛碰撞,振动能不能向平动能转化,振动温度完全冻结;通过修正,降低振动松弛碰撞数,增加振动松弛碰撞的概率,可以降低振动冻结温度,使得数值模拟结果与试验结果吻合。 展开更多
关键词 振动非平衡 振动松弛碰撞数 DSMC 高速流动 冻结温度
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考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究
18
作者 郝璇 张青青 +1 位作者 苏诚 刘芳 《航空工程进展》 CSCD 2024年第1期38-50,共13页
降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建... 降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD方法对优化结果进行校核。结果表明:与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。 展开更多
关键词 低声爆优化 超声速客机 超声速线化理论 几何参数化 配平特性 计算流体力学
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无参数自适应罚函数的高效代理模型优化设计方法
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作者 张伟 高正红 +1 位作者 王超 夏露 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期1262-1272,共11页
在飞行器气动外形优化设计中,复杂约束条件导致设计空间可行域呈现不连续的特征,且理想解大多靠近约束边界,传统高效代理模型方法难以适用。研究了参考点对优化设计的影响,提出了一种考虑约束的参考点选择机制;对于最优解靠近边界的问题... 在飞行器气动外形优化设计中,复杂约束条件导致设计空间可行域呈现不连续的特征,且理想解大多靠近约束边界,传统高效代理模型方法难以适用。研究了参考点对优化设计的影响,提出了一种考虑约束的参考点选择机制;对于最优解靠近边界的问题,罚函数法更加有效,但惩罚因子的设置对于罚函数方法影响很大,不合适的惩罚因子反而会损害优化效率,分析了优化过程中罚函数方法对惩罚因子的要求,提出了一种无参数自适应罚函数的代理模优化设计方法,引入基于样本分析的惩罚项,结合归一化目标值和约束值,在优化过程中动态调整惩罚因子,使优化能够尽可能地聚焦于可行域内,迅速收敛到最优解,实现样本的高效配置。通过带约束的函数算例和翼型优化算例证实,所提方法可以大幅提高飞行器气动外形优化设计效率。 展开更多
关键词 优化设计 代理模型 参考点 气动设计 自适应罚函数
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高超声速变体飞行器关键技术研究综述 被引量:2
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作者 程归 杨广 +1 位作者 郭宏伟 周翔 《航空科学技术》 2024年第5期28-44,共17页
高超声速变体飞行器有潜力通过变形提升飞行器在宽速域、大空域飞行全包线下的适用性,在未来的民用与军事领域都具有极大的战略意义。本文主要对高超声速变体飞行器的研究进展进行综述,阐述了国内外高超声速和变体飞行器项目的研究进展... 高超声速变体飞行器有潜力通过变形提升飞行器在宽速域、大空域飞行全包线下的适用性,在未来的民用与军事领域都具有极大的战略意义。本文主要对高超声速变体飞行器的研究进展进行综述,阐述了国内外高超声速和变体飞行器项目的研究进展和现状,并且对现有的高超声速变体飞行器的主要变形方式进行了分类与介绍。同时,总结了高超声速变体飞行器在变构型机构设计方法与理论、高功重比与快速响应的驱动设计、可承载大变形蒙皮、承载/热防护一体化结构设计等方面的技术难点,提出了高超声速变体飞行器的后续研究发展方向,以期对后续高超声速变体飞行器的相关研究提供一定的参考。 展开更多
关键词 高超声速 变体飞行器 跨域 变形翼 结构设计
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