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Modeling Technique of the Aircraft Unsteady Aerodynamics Due to the Travelling Gust 被引量:1
1
作者 JING Zhiwei TANG Chu 《International Journal of Plant Engineering and Management》 2022年第2期86-102,共17页
The main equations for computing the unsteady aerodynamics of the aircraft undergoing the travelling gust are derived.Research and simulation on a specific example aircraft are performed,the results indicate that the ... The main equations for computing the unsteady aerodynamics of the aircraft undergoing the travelling gust are derived.Research and simulation on a specific example aircraft are performed,the results indicate that the modeling technique of the aircraft unsteady aerodynamics is correct,and it can meet the requirements due to the head⁃on and tail⁃on travelling gusts. 展开更多
关键词 travelling gust elastic aircraft unsteady aerodynamics doublet lattice method
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IMPROVED UVLM FOR FLAPPING-WING AERODYNAMICS COMPUTATION
2
作者 贺红林 周翔 +1 位作者 龙玉繁 余春锦 《Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》 EI 2010年第3期205-212,共8页
To calculate the aerodynamics of flapping-wing micro air vehicle(MAV) with the high efficiency and the engineering-oriented accuracy,an improved unsteady vortex lattice method (UVLM) for MAV is proposed. The metho... To calculate the aerodynamics of flapping-wing micro air vehicle(MAV) with the high efficiency and the engineering-oriented accuracy,an improved unsteady vortex lattice method (UVLM) for MAV is proposed. The method considers the influence of instantaneous wing deforming in flapping,as well as the induced drag,additionally models the stretching and the dissipation of vortex rings,and can present the aerodynamics status on the wing surface. An implementation of the method is developed. Moreover,the results and the efficiency of the proposed method are verified by CFD methods. Considering the less time cost of UVLM,for application of UVLM in the MAV optimization,the influence of wake vortex ignoring time saving and precision is studied. Results show that saving in CPU time with wake vortex ignoring the appropriate distance is considerable while the precision is not significantly reduced. It indicates the potential value of UVLM in the optimization of MAV design. 展开更多
关键词 aerodynamics flapping-wing micro air vehicle(MAV) unsteady vortex lattice method (UVLM) wake vortex ignoring
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面向柔性扑翼翼面形状和运动参数的优化设计 被引量:1
3
作者 吴越 谢长川 杨超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第12期3311-3320,共10页
扑翼机具备仿鸟类的外形,能够隐蔽执行侦查监视任务,合理设计翼面形状和运动过程能够提升扑翼飞行气动效应。当前针对扑翼翼面设计问题,缺乏考虑流固耦合效应的优化设计研究,还未在设计阶段考虑改变柔性翼面形状对扑翼气动特性的影响,... 扑翼机具备仿鸟类的外形,能够隐蔽执行侦查监视任务,合理设计翼面形状和运动过程能够提升扑翼飞行气动效应。当前针对扑翼翼面设计问题,缺乏考虑流固耦合效应的优化设计研究,还未在设计阶段考虑改变柔性翼面形状对扑翼气动特性的影响,且现有研究只涉及对翼面形状或扑翼运动的单因素分析讨论,缺乏综合2种设计因素的优化设计。针对定速前飞的柔性扑翼翼面进行气动特性优化设计,采用Newmark-β方法求解结构响应,并与现成软件求解器的计算结果进行对比,验证结构动力学计算方法的准确性,用非定常涡格法(UVLM)计算扑翼气动力,搭建了高效的流固耦合计算框架。由于扑翼复杂设计空间具有多个局部最优点,采用与并行计算结合的细分矩形(DIRECT)全局优化算法,提高计算效率,对柔性扑翼翼面的形状和运动参数进行迭代优化,确定最大化推进效率的设计参数,并与刚性模型优化结果进行对比。结果表明:柔性扑翼翼面形状和运动优化设计能够获得更高的推进效率,与只采用形状优化相比最优推进效率提高了5.6%,比刚性模型优化结果提高了27.0%。 展开更多
关键词 非定常气动力 流固耦合 全局优化 扑翼 涡格法
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分布式电推进飞机概念方案气动特性快速评估方法 被引量:3
4
作者 成志勇 杨佑绪 +2 位作者 张兴翠 余灵富 叶博 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期3047-3058,共12页
分布式电推进(DEP)飞机充分利用气动/推进耦合效应提高飞机的气动效率,但动力数量增加导致螺旋桨滑流与翼面流场干扰强烈,气动分析和设计的复杂度及计算成本上升。为提高DEP飞机早期设计阶段气动设计效率,降低研制成本,采用线性无黏的... 分布式电推进(DEP)飞机充分利用气动/推进耦合效应提高飞机的气动效率,但动力数量增加导致螺旋桨滑流与翼面流场干扰强烈,气动分析和设计的复杂度及计算成本上升。为提高DEP飞机早期设计阶段气动设计效率,降低研制成本,采用线性无黏的涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)、涡格法-非定常涡格法(VLM-UVLM)及加入黏性修正的VLM(Modified-VLM)提出气动特性快速评估方法。对单机翼、单螺旋桨/机翼耦合、X-57机翼(巡航、高升力状态)及分布式螺旋桨/机翼耦合构型的气动特性进行快速评估。与基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解器的结果对比,单机翼和单螺旋桨/机翼升力系数和阻力系数一致性良好,误差最大不超过8.2%;俯仰力矩系数在同一数量级。X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的升力系数与RANS方程结果吻合度较高,误差最大不超过10%。考虑黏性修正的VLM所计算的X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的总阻力系数与RANS方程结果趋势一致。分布式螺旋桨滑流增加机翼的动压,使机翼局部有效迎角发生改变,改变了机翼当地升阻特性。所提方法为分布式螺旋桨飞机在早期设计阶段气动特性快速评估和气动布局方案快速选型提供了一种兼顾计算精度和效率的有效方法。 展开更多
关键词 分布式电推进 涡格法 非定常涡格法 激励盘理论 螺旋桨滑流 气动干扰
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基于非定常涡格法的扑翼飞行器气动特性优化 被引量:2
5
作者 贺红林 周翔 +1 位作者 朱保利 余春锦 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期74-79,共6页
旨在为柔性扑翼飞行器的翼面选型与设计提供一定依据,研究其气动优化。建立了扑翼的非定常涡格法(UVLM)尾涡模型;采用面向对象的编程技术对该模型进行求解并引入GPU流式编程技术实现了UVLM并行计算,使其执行效率提高了3倍;以升力和推力... 旨在为柔性扑翼飞行器的翼面选型与设计提供一定依据,研究其气动优化。建立了扑翼的非定常涡格法(UVLM)尾涡模型;采用面向对象的编程技术对该模型进行求解并引入GPU流式编程技术实现了UVLM并行计算,使其执行效率提高了3倍;以升力和推力的最大化为目标,并采用模式搜索法对扑翼的扑动与俯仰运动相位差、扑动频率与柔性扭转角以及翼面结构进行了优化。结果显示,要获得尽可能大的气动推力,翼面应设计成倒梯形且其外翼段应具较大面积,要使升力最大化则需将翼面设计成正梯形布局并应使内翼段面积较大;为进一步提高FMAV推力,应在增大扑动频率的同时适当减小翼面的柔性扭转角。研究表明,内嵌UVLM的模式搜索法可望成为FMAV气动优化的一个重要工具。 展开更多
关键词 扑翼飞行器 尾涡模型 非定常涡格法(UVLM) 模式搜索法 气动优化
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高温超音速喷流噪声场分布特性研究 被引量:3
6
作者 彭小波 李林 +1 位作者 李佳明 胡春波 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期779-783,共5页
为了研究高温超音速喷流噪声特性,针对高温超音速喷流流场进行三维非稳态数值模拟,根据其湍流结构确定声源面并通过FW-H方程求解远场某点的声压级分布,分析高温超音速喷流噪声场分布规律以及喷管出口马赫数对喷流噪声场的影响。研究表明... 为了研究高温超音速喷流噪声特性,针对高温超音速喷流流场进行三维非稳态数值模拟,根据其湍流结构确定声源面并通过FW-H方程求解远场某点的声压级分布,分析高温超音速喷流噪声场分布规律以及喷管出口马赫数对喷流噪声场的影响。研究表明,该方法得到的计算结果与试验结果基本吻合,高温超音速喷流噪声具有很强的指向性;在特定工况下声压级峰值高达150 dB以上,喷管出口马赫数从2.5增加到3.0,相同观测点的声压级峰值增高10 dB左右。 展开更多
关键词 气动噪声 计算 可压缩流动 计算流体动力学 数值模拟 数值方法 火箭发动机 超音速空气动力学 三维 非稳态流动 出口马赫数 超音速喷流
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旋翼桨尖气动/降噪综合优化设计研究 被引量:9
7
作者 郭旺柳 宋文萍 +1 位作者 许建华 许瑞飞 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期73-79,共7页
采用Kriging模型和遗传算法开展了针对桨尖形状的气动/声学综合优化设计研究。为了获得精确的气动及声压特性,得到基于声类比混合方法计算气动噪声需要的声源数据,采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)数值模拟旋翼前飞粘性绕流。为了提高... 采用Kriging模型和遗传算法开展了针对桨尖形状的气动/声学综合优化设计研究。为了获得精确的气动及声压特性,得到基于声类比混合方法计算气动噪声需要的声源数据,采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)数值模拟旋翼前飞粘性绕流。为了提高遗传算法的优化效率,采用一种基于EI方法的Kriging模型代替费时的数值模拟过程。以AH-1G/OLS旋翼为基准,并以气动性能为约束,噪声峰值最小为目标,进行了旋翼桨尖的降噪优化设计。优化结果表明,文中多发展的优化方法是可行的。 展开更多
关键词 旋翼 噪声 优化设计 雷诺平均NS方程 KRIGING模型
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飞机T型尾翼颤振计算的若干关键问题 被引量:2
8
作者 杨飞 杨智春 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2011年第5期136-139,共4页
由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响。从T型尾翼的工程颤振分析出发,讨论了T型尾翼颤振计算中的若干关键问题,阐述了T型尾翼颤振特性的特... 由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响。从T型尾翼的工程颤振分析出发,讨论了T型尾翼颤振计算中的若干关键问题,阐述了T型尾翼颤振特性的特点和影响T型尾翼颤振特性的关键参数,分别介绍了现有的几种T型尾翼颤振计算中的气动力修正方法,提出了T型尾翼颤振工程计算中必须注意的问题。 展开更多
关键词 T型尾翼 颤振 气动力 偶极子格网法 涡格法 片条理论 模态局部化
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飞行器完全非定常气动力的一种工程计算方法 被引量:2
9
作者 祝小平 陈士橹 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第3期298-302,共5页
本文以谐振运动非定常气动力计算理论为基础,采用偶极子格网技术进行数值计算、有理式拟合、Fourier积分和Duhamel积分等步骤,给出了飞行器任意运动和受任意大气扰动时完全非定常气动力的一种工程计算方法。该方法数学处理方便,得到的... 本文以谐振运动非定常气动力计算理论为基础,采用偶极子格网技术进行数值计算、有理式拟合、Fourier积分和Duhamel积分等步骤,给出了飞行器任意运动和受任意大气扰动时完全非定常气动力的一种工程计算方法。该方法数学处理方便,得到的气动力表达式简单。算例结果表明:该完全非定常气动力计算方法可行,精度令人满意,具有工程实际意义。 展开更多
关键词 非定常气动力 大气扰动 数值计算
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用CFD/FW-H混合方法计算圆柱/翼型的气动噪声 被引量:5
10
作者 白俊强 余培汛 +1 位作者 郭博志 黄江涛 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期847-851,共5页
气动噪声预测的关键在于提高流场的预测精度,特别是对涡流扰动的细节描述。文章采用的是计算流体力学(CFD)与"声比拟"相结合的方法,通过2个步骤模拟流动的声学远场。第1步,在包含所有声源的近场区域内,通过使用DES方法获得控... 气动噪声预测的关键在于提高流场的预测精度,特别是对涡流扰动的细节描述。文章采用的是计算流体力学(CFD)与"声比拟"相结合的方法,通过2个步骤模拟流动的声学远场。第1步,在包含所有声源的近场区域内,通过使用DES方法获得控制面处的非定常流场参数;第2步,采用基于可穿透数据面的FW-H方法模拟声学远场。该方法与传统的半经验方法相比,具有计算量小,计算精确,易于工程实现,可以计算非线性噪声。文中对比了URANS和DES 2种方法所算的气动噪声结果。在频域上计算了观测点处的声压级随斯托劳哈数和频率的变化,其结果与国外试验结果对比取得了较好的一致性。 展开更多
关键词 DES 可穿透数据面的FW-H方法 圆柱/翼型 气动噪声 URANS
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平底后缘风力机翼型气动噪声计算研究 被引量:4
11
作者 余雷 宋文萍 闫利 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期513-517,共5页
基于二维雷诺平均NS方程,采用SST k-ω湍流模型结合γ-■θt转捩判断方法,对传统尖后缘翼型及修形后的平底后缘翼型进行了粘性绕流数值计算;在此基础上结合Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)声学方程,采用混合方法对平底后缘翼型的气动噪... 基于二维雷诺平均NS方程,采用SST k-ω湍流模型结合γ-■θt转捩判断方法,对传统尖后缘翼型及修形后的平底后缘翼型进行了粘性绕流数值计算;在此基础上结合Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)声学方程,采用混合方法对平底后缘翼型的气动噪声进行了计算。计算结果和实验结果吻合良好,表明文中方法在平底后缘风力机翼型气动噪声计算方面具有良好的应用前景。 展开更多
关键词 平底后缘翼型 气动噪声计算 γ-■θt转捩判断方法 CFD/FW-H方法
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基于面元修正的机翼非定常气动力分析 被引量:2
12
作者 武亮 左向梅 《航空计算技术》 2015年第6期83-86,共4页
基于偶极子网格法的面元法难于考虑机翼厚度、迎角以及粘性等效应,且不能处理受激波影响的跨声速非线性气动力等问题。通过分析传统面元修正方法在非定常气动力计算方面的不足,采用核函数展开法进行非定常气动力系数修正。针对M6机翼实... 基于偶极子网格法的面元法难于考虑机翼厚度、迎角以及粘性等效应,且不能处理受激波影响的跨声速非线性气动力等问题。通过分析传统面元修正方法在非定常气动力计算方面的不足,采用核函数展开法进行非定常气动力系数修正。针对M6机翼实例进行了特定结构模态下的跨声速非定常气动力研究,结果表明:核函数展开法能够解决面元法对复杂流态计算精度偏低的问题,对于非定常气动力计算效率具有学术研究和工程应用价值。 展开更多
关键词 非定常气动力 偶极子网格法 气动力系数修正 核函数展开法
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亚声速全机纵横向气动特性计算方法
13
作者 马明生 杨其德 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1990年第3期335-338,共4页
本文介绍了一种涡格方法,它适用于亚声速飞机的纵横向气动特性计算。该方法中,升力面用布置在中弧面的平均平面上的单涡格层,或用布置在上、下表面的平均平面上的双涡格层模拟,机身则由布置在表面上的四边形涡环或由布置在一组同轴棱柱... 本文介绍了一种涡格方法,它适用于亚声速飞机的纵横向气动特性计算。该方法中,升力面用布置在中弧面的平均平面上的单涡格层,或用布置在上、下表面的平均平面上的双涡格层模拟,机身则由布置在表面上的四边形涡环或由布置在一组同轴棱柱面上的涡栅来模拟。地面效应用布置镜像涡系的办法处理。文中讨论了机翼尾涡偏斜对平尾、立尾的影响。 该方法计算的结果与有关的理论和实验进行了比较。这些比较表明,此方法计算精度满足工程设计的要求。 展开更多
关键词 飞机 涡格法 气动特性 亚声速 计算
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基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法及其试验验证 被引量:1
14
作者 张婷婷 周健斌 +1 位作者 窦忠谦 章俊杰 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2022年第1期19-23,共5页
提出一种基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法,以片条内升力和力矩随攻角变化斜率为修正目标,采用多项式方程模拟片条力矩分布,使整个翼面的气动力大小和分布都与目标相符,进而使用修正后的气动力进行跨音速区的颤振分析。计... 提出一种基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法,以片条内升力和力矩随攻角变化斜率为修正目标,采用多项式方程模拟片条力矩分布,使整个翼面的气动力大小和分布都与目标相符,进而使用修正后的气动力进行跨音速区的颤振分析。计算结果经跨音速颤振风洞试验验证,该方法对翼吊发动机构型的机翼颤振型、带操纵面的尾翼颤振型都有较高的计算精度,计算获得的跨音速压缩性“凹坑”特性与试验结果吻合较好。 展开更多
关键词 跨音速颤振 偶极子格网法(DLM) 气动力修正 风洞试验
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面向扑翼翼面运动参数的优化设计 被引量:1
15
作者 吴越 谢长川 +1 位作者 杨超 安朝 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期1324-1331,共8页
扑翼机的飞行依赖于扑翼翼面的运动,经过优化的运动策略能够使特定翼面发挥最佳的气动性能。然而目前扑翼机设计中缺乏有效的运动参数优化方法,无法针对给定机翼确定一组最优运动参数。采用非定常涡格法(UVLM)计算扑翼气动力,与现有的... 扑翼机的飞行依赖于扑翼翼面的运动,经过优化的运动策略能够使特定翼面发挥最佳的气动性能。然而目前扑翼机设计中缺乏有效的运动参数优化方法,无法针对给定机翼确定一组最优运动参数。采用非定常涡格法(UVLM)计算扑翼气动力,与现有的实验数据进行对比,验证了气动力计算方法的准确性。基于DIRECT(矩形分割)全局优化算法,以最大化推进效率为特定优化目标,对扑翼运动参数进行了迭代优化。结果表明,通过该优化算法能够得到最优扑翼运动参数,有效提高特定气动性能;应用优化算法计算得到的平均推力与基准运动的平均推力相比,在数值上有1.04倍的提高。在设计过程中,降低气动力约束有利于扑翼运动优化,使给定扑翼翼面具有更大的推进效率,无气动力约束的最大推进效率与基准运动的推进效率相比提高了46.8%。 展开更多
关键词 非定常气动力 涡格法 全局优化 扑翼 飞行器设计
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亚声速谐振升力面的点偶极子法 被引量:1
16
作者 孙少鹏 陈劲松 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第1期84-90,共7页
本文介绍计算亚声速谐振薄翼非定常气动载荷的点偶极子法(DPM)。网格划分方式与偶极子网格法(DLM)相类似。此法将网格上的载荷分布集中置于网格中央剖面的1/4弦点上,控制点取在3/4弦点上,无需作数值积分计算。很容易用于计算形状复杂机... 本文介绍计算亚声速谐振薄翼非定常气动载荷的点偶极子法(DPM)。网格划分方式与偶极子网格法(DLM)相类似。此法将网格上的载荷分布集中置于网格中央剖面的1/4弦点上,控制点取在3/4弦点上,无需作数值积分计算。很容易用于计算形状复杂机翼的非定常气动载荷。 文中给出了矩形翼和后掠翼定常和非定常气动载荷的数值结果,其精度数值与DLM的相当,计算效率提高一倍。 展开更多
关键词 亚声速流 谐振升力面 点偶极子法
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基于偶极子的连续突风响应改进算法
17
作者 张俐娜 詹浩 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期909-914,共6页
文章阐述了基于亚音速偶极子网格法的连续突风响应改进算法。采用四次多项式来近似增量核函数分子,放宽了非定常气动力计算中对气动网格展弦比的限制。以弹性机翼结构为例,探讨了气动网格单元展弦比和网格数对连续突风响应计算结果的影... 文章阐述了基于亚音速偶极子网格法的连续突风响应改进算法。采用四次多项式来近似增量核函数分子,放宽了非定常气动力计算中对气动网格展弦比的限制。以弹性机翼结构为例,探讨了气动网格单元展弦比和网格数对连续突风响应计算结果的影响。对比经典算法、改进算法计算结果,表明改进算法可行有效。该算法减少了高频气动力计算中所需的展向网格数目,可以节约计算时间或存储空间并提高计算精度,对突风控制与减缓研究有一定的指导作用。 展开更多
关键词 弹性机翼 突风响应 非定常气动力 偶极子网格法
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非定常气动力计算中的偶极子格网法
18
作者 黄礼耀 《洪都科技》 1996年第3期27-32,共6页
从亚音速、跨音速和超音速三个方面叙述了非定常气动力计算中的偶极子格网法,且给出了其基本解法和计算实例。
关键词 非定常 空气动力学 气动力计算 格网法
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柔性扑翼非定常涡格法气动计算的改进与实现 被引量:7
19
作者 贺红林 周翔 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期1121-1126,共6页
旨在快速、准确地模拟微型扑翼飞行器(Flapping-wing MAV)周边流场,根据柔性扑翼的扑动特点,提出了微型飞行器(MAV)气动力计算的一种改进非定常涡格法(UVLM)模型,该模型中充分考虑机翼的瞬时柔性变形、诱导阻力、尾迹涡环畸变以及黏性... 旨在快速、准确地模拟微型扑翼飞行器(Flapping-wing MAV)周边流场,根据柔性扑翼的扑动特点,提出了微型飞行器(MAV)气动力计算的一种改进非定常涡格法(UVLM)模型,该模型中充分考虑机翼的瞬时柔性变形、诱导阻力、尾迹涡环畸变以及黏性耗散等因素对气动力的影响;给出了该模型的一个可视化实现,并通过实例验证了该模型的可行性和有效性。算法仿真表明,采用该模型可使平均升力和平均推力计算精度分别提高20%和70%左右。为了提高运算效率,还研究了剔除尾涡对UVLM性能的影响,计算结果显示,剔除距翼面适当距离处的尾涡后,可在保证算法计算精度基本不下降的前提下使运行时间减少2/3,这表明改进的UVLM可作为MAV的一种快速气动力估算工具,在MAV的优化中存在显见的应用价值。 展开更多
关键词 柔性扑翼 气动力 非定常涡格法 尾涡剔除 算法实现
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一种基于CFD的增压风洞试验数据刚体修正方法
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作者 赵卓林 张家齐 +1 位作者 徐港 王文倬 《飞机设计》 2019年第6期31-34,共4页
增压风洞试验中试验模型会发生弹性变形,对气动力产生影响。文中通过引用定常CFD数据的偶极子网格,来研究静弹变形对气动力影响,对大展弦比飞机风洞试验模型的弹性变形及弹性变形对气动力影响量进行计算分析。变形计算结果与风洞变形测... 增压风洞试验中试验模型会发生弹性变形,对气动力产生影响。文中通过引用定常CFD数据的偶极子网格,来研究静弹变形对气动力影响,对大展弦比飞机风洞试验模型的弹性变形及弹性变形对气动力影响量进行计算分析。变形计算结果与风洞变形测量结果十分接近,验证了计算方法的可靠性。 展开更多
关键词 静弹变形 增压风洞 气动力 偶极子网格 CFD
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