机翼的静气动弹性分析方法研究

研究静气动弹性问题一大关键是要解决流固数据耦合。本文采用Jameson的中心差分有限体积法求解Euler/N-S方程,以结构影响系数法计算结构的弹性变形,用三角元面积加权法和常体积转换法(CVT)实现流固力的耦合,用无限平板样条法(IPS)或者常体积转换法实现位移的插值,提出一种静气动弹性分析方法,并进行了弹性机翼的算例验证。

基于贝叶斯超参数优化的Gradient Boosting方法的导弹气动特性预测

在导弹设计与研发的初期阶段,需要寻求高效且低成本的导弹气动力特性的分析方法。然而,气动性能分析过程中往往存在试验成本高、周期长、局限性大等问题。因此,本文采用基于提升(Boosting)的机器学习集成算法进行导弹气动特性预测,通过输入导弹的气动外形参数、马赫数和迎角,对于导弹气动力系数实现快速预测。结果表明,Boosting能够对导弹气动力系数进行精准高效预测。为进一步提升预测精度,与传统的机器学习参数调整方法相比,采用贝叶斯优化方法对梯度提升(Gradient Boosting)算法超参数进行优化,调优后的Gradient Boosting方法预测的导弹气动力系数与实际值吻合度得到提升,并将贝叶斯优化的Gradient Boosting方法与XGBoost、LightGBM、Adaboost方法进行了对比,贝叶斯优化的Gradient Boosting方法预测精度优于其他Boosting方法,证明了优化方法的可行性与有效性。

基于Euler/N-S方程的跨音速非线性静气动弹性问题研究

在C-H网格的基础上,采用Jam eson的中心差分有限体积法求解Eu ler/N-S方程,采用结构影响系数法计算结构的弹性变形,用三角元面积加权法和常体积转换法(CVT)实现流固耦合。

飞行器气动弹性风洞试验技术综述

研究气动弹性问题的主要手段有数值计算、风洞试验和飞行试验三种,气动弹性风洞试验具有可靠性高(相比数值计算)和代价低(相比飞行试验)等优势,已成为航空航天飞行器气动弹性性能评估和校核的重要手段。以亚声速和跨声速气动弹性风洞试验技术为主,分别从静气动弹性、颤振和阵风试验三个角度,阐述了国内外在模型设计、数据采集处理、模型支撑、阵风发生装置、阵风载荷减缓等方面开展的主要研究工作,总结了气动弹性风洞试验在飞行器研制中的重要意义,并对我国未来气动弹性试验能力的发展提出几点建议。

基于数值涡流发生器双S型进气道被动流动控制装置参数优化

采用数值涡流发生器代替真实涡流发生器叶片进行双S型进气道流动控制数值模拟,结合实验设计理论分析了27组涡流发生器应用于进气道流动控制计算结果,从中找出控制装置参数变化对进气道总压恢复、流场畸变的不同影响,应用响应面法给出最佳参数组合,为双S型进气道被动流动控制装置参数优化提供技术参考。

基于DOE方法超紧凑S型进气道被动流动控制优化设计

采用实验设计(DOE)方法对影响超紧凑进气道流动控制效果的五个因素进行优化设计。采用数值源项模型代替真实物理叶片进行流场求解,分析了27组涡流发生器应用于进气道流动控制的效果,从中找出各影响因素变量对进气道总压恢复、流场畸变不同影响,应用响应曲面法给出最佳影响因素组合,为超紧凑进气道被动流动控制设计提供技术参考。

基于非结构平台的DLR-F6标模阻力预测

采用自研的非结构网格解算器UNSMB进行了AIAA第三届阻力会议提供的DLR-F6翼身组合体的阻力计算验证。重点分析了模型的网格收敛特性、升阻力曲线以及压力分布等,并把计算结果与阻力预测会议上各个软件的计算结果以及试验数据进行比较,在此基础上分析计算结果。分析结果显示,非结构混合网格解算器的计算结果与各个软件的计算结果以及风洞试验数据吻合度较好,一定程度上验证与确认了解算器的阻力预测精度。

基于深度学习的二维翼型流场重构技术研究

基于深度学习方法的二维翼型流场重构能够克服传统风洞试验和计算流体力学模拟的缺点,在提高计算速度的同时保证计算精度。提出的深度学习方法通过模拟RANS方程对速度、压力和密度分布进行预测,最优模型可以达到平均压力、速度、密度误差为5%。该方法的单个算例计算时间约为1s,计算耗时约为常规求解器的0.66%。同时也验证了数据集大小对解的准确性的影响,随着数据集样本数目增大,解的准确性也逐步提高。为深度学习方法在计算流体力学中提供一个现实的二维流场预测应用场景,探讨了深度神经网络方法与气动领域相关问题的匹配度,后续将进一步通过精细化的几何外形表达与无损失的标签提取方法提高深度神经网络方法计算的可用性。

飞行器操纵面嗡鸣的非结构网格并行计算方法

为了数值模拟飞行器操纵面的嗡鸣现象,在集群计算机MPI并行计算环境下建立基于三维非定常欧拉方程耦合结构运动方程的嗡鸣计算方法.气动流场求解采用基于非结构网格的中心有限体积法进行空间离散,时间推进采用双时间方法,结构运动方程采用Adams预估校正方法求解.针对翼面与操纵面缝隙间存在的网格运动问题,在非结构网格系统上采用Delaunay图映射方法实现网格的运动变形.最后,使用飞行器操纵面标准嗡鸣计算模型对计算方法进行验证,结果表明:所建立的并行计算方法正确,程序具有很好的计算效率,能够对飞行器操纵面嗡鸣进行高效的数值分析.

NASA-CRM阻力预测模型的计算验证

采用自研的非结构网格解算器UNSMB进行了AIAA第四届阻力会议提供的NASA-CRM翼身组合体(WB)以及翼身组合加平尾(WBT)两种构型的计算验证。重点分析了WBT模型的网格收敛特性、升阻力曲线、雷诺数效应、下洗效应以及压力分布等,并把计算结果与阻力预测会议上ONERA的计算结果进行了对比。分析结果显示,非结构混合网格解算器的计算结果与ONERA的计算结果吻合度较好,同时在一定程度上验证与确认了解算器的阻力预测精度。

弹性三角翼的静气动弹性方法研究

静气动弹性问题的研究关键是要解决流固数据耦合的问题，即把气动力从气动网格点插值到结构点，由柔度影响系教法求得结构变形后，再把结构变形插值到气动网格上。本文在O-H网格的基础上，采用Jameson的中心差分有限体积法求解Euler／N—S方程，采用结构影响系数法计算结构的弹性变形，用三角元面积加权法和常体积转换法（CVT）实现流固力的耦合，采用无限平板样条法（IPS）实现位移的耦合。

基于Euler／N—S方程的跨音速非线性静气动弹性问题研究

本文在C—H网格的基础上，采用Jameson的中心差分有限体积法求解Euler／N—S方程，采用结构影响系数法计算结构的弹性变形，用三角元面积加权法和常体积转换法（CVT）实现流固耦合，计算了弹性后掠机翼在跨音速状态的静气动弹性问题。

基于数值模拟进气道抽吸流动控制优化设计

应用质量流量边界条件程序代码，通过求解雷诺平均N—S方程（RANS）对双S型进气道附面层抽吸流动控制进行教值模拟。在进气道设计状态，采用实验设计方法，分析了三因素、三水平共15组抽吸流动控制装置应用于进气道流动控制计算结果，从中找出控制装置参数变化对进气道总压恢复、出口（AIP）流场畸变的不同影响，找出最佳流动控制组合，并研究该装置在进气道非设计状态下的流动控制鲁棒性。

进气道射流流动控制数值模拟优化研究

编写质量流量边界条件程序代码，通过求解N-S方程对平板微质量射流流动控制进行数值模拟，并与相关资料进行对比分析，验证代码的正确性。结合中心复合设计方法制定数值模拟方案，对双S型进气道微质量射流流动控制进行数值模拟，并分析了25组射流流动控制装置应用于进气道流动控制计算结果，从中找出控制装置参数变化对进气道总压恢复、出口（AIP）流场畸变的不同影响，应用响应面法给出射流控制最佳参数组合，为双S型进气道主动流动控制装置参数优化提供了技术参考。

基于实验设计超紧凑进气道被动流动控制优化设计

采用实验设计方法对影响超紧凑进气道流动控制效果的五个因素进行数值优化设计。采用数值涡流发生器代替真实物理叶片进行流场求解，分析了27个影响因素组合应用于进气道流动控制的效果，从中找出各影响因素变量对进气道总压恢复、流场畸变不同影响，应用响应曲面法给出最佳影响因素组合，为超紧凑进气道被动流动控制设计提供技术参考。

跨声速风洞机翼半模型试验洞壁边界层影响的数值模拟研究

采用数值模拟方法，模拟垫块法风洞试验二维垫块厚度对半模型试验结果的影响，计算模型采用M6机翼半模型。控制方程采用全场三维可压、雷诺平均的Navier—Stokes方程；采用Jameson中心有限体积、多步Runge—Kutta时间步长格式进行求解；湍流模型采用Baldwin—Lomax模型。通过本文的研究，可以为跨声速风洞半模型试验垫块厚度的选取提供理论计算方法和设计依据。

数值涡流发生器技术在平板绕流数值模拟中的应用研究

本文将数值源项模型应用于叶片式涡流发生器的数值模拟中，以叶片在当地流场中产生的升力作为源项，该源项由叶片的坐标位置、安装方向、高度等参数根据Plandd升力理论确定。数值模拟中，叶片位于平板上，其高度约为当地边界层厚度的1／6。在相同计算条件下，对比分析采用该源项模型数值模拟结果和相关资料的对应数据，证明采用本文源项模型可以得到与资料采用全网格以及采用其涡流发生器模型基本一致的诱导速度场。

基于高阶谐波平衡的跨声速颤振高效预测方法

跨声速流场激波及其诱导的附面层分离等非线性因素导致跨声速颤振边界很难被准确预测,尤其是目前工程常用的偶极子格网法,在跨声速时该方法的预测精度大幅下降。在雷诺平均Navier-Stokes方程流场求解器的框架内,利用结构模态建立广义结构运动方程,利用径向基函数建立模态振型的插值方法,结合径向基函数和无限插值两种网格变形方法的优点实现高效高鲁棒性网格变形方法,从而实现颤振时间推进分析流程,利用国际颤振标模AGARD445.6机翼验证程序在跨声速颤振边界预测中的可靠性。然而,时域方法在气动/结构反复迭代,需要耗费大量的计算资源和时间。为了提高颤振预测效率,基于高阶谐波平衡(HOHB)方法快速获得广义力影响系数矩阵,利用该矩阵建立频域模态位移和气动力之间的关系,实现高效颤振频域分析方法。通过二维翼型和三维机翼算例进行验证,结果表明:在不对计算精度产生明显影响的前提下,HOHB方法能够提高颤振预测效率约6倍。