组合动力飞行器模态转换段推阻匹配与控制律设计

针对组合动力飞行器在进行模态转换时,发动机推力的损失以及进气道进气时对飞行器周围气流的影响,导致飞行器本体动力学特性呈现出强烈的非线性、耦合性和模型不匹配性等问题。文中根据涡喷发动机和冲压发动机输出推力随流量变化的关系,提出一种流量分配方案补偿了发动机动力切换时的推力损失。考虑到组合动力飞行器模态转换段动力学的复杂性,采用L1鲁棒自适应控制实现飞行器的内环增稳,采用蒙特卡洛打靶方式验证控制律的鲁棒性。仿真实验证明,设计的控制律具有一定鲁棒性。

适用于非定常流模拟的分布式并行GMRES方法

为提高计算流体力学方法的收敛性和对高性能并行计算机的适应性,发展了适用于非定常流模拟的GMRES并行全隐式方法,并开展了相应的收敛和并行特性研究。采用变子空间数GMRES方法,减小重启过程计算时间;通过分区并行和HybridLU-SGS预处理算子实现方法的分布式并行化;采用鲁棒的Negative-SA湍流模型获得更大CFL数,采取计算和存储雅可比矩阵、网格重排序方法提高计算效率。利用这套方法完成了平面流、NACA0012翼型扰流、翼身组合体扰流、F-16战斗机非定常气动弹性和旋翼前飞流场的数值模拟。结果表明其计算效率较LU-SGS方法提高20%~200%;适用于当代高性能计算机分布式并行结构,并行效率非常高,在240个计算核心上出现了加速比的超线性。

间断Galerkin有限元隐式算法GPU并行化研究

为了提高间断伽辽金(discontinuous Galerkin,DG)有限元方法的计算效率,围绕求解Euler方程,构建了基于图形处理器(graphics processing unit,GPU)并行加速的隐式DG算法。算法结合Roe格式进行空间离散,采用人工黏性法处理激波等间断问题,时间推进选用下上对称高斯-赛德尔(lower-upper symmetric Gauss-Seidel,LU-SGS)隐式格式。为了克服传统隐式格式固有的数据关联依赖问题,借助于本文提出的面向任意网格的单元着色分组技术,先给出了LUSGS隐式格式的并行化改造,使得隐式时间推进能按颜色组别依次并行,由于同一颜色组内算法已不存在数据关联,可以据此实现并行化。在此基础上,再结合DG算法局部紧致等特点,基于统一计算设备架构(compute unified device architecture,CUDA)编程模型,设计了依据单元的核函数,并构建了对应的线程与数据结构,给出了DG有限元隐式GPU并行算法。最后,发展的算法通过了多个二维和三维典型流动算例考核与性能测试,展示出隐式算法GPU加速的效果,且获得的计算结果能与现有的文献或实验数据接近。

基于CFD/CSD耦合的翼面抖振响应数值模拟研究

发展一种考虑气动弹性效应的CFD/CSD耦合计算方法,对翼面抖振响应进行了数值模拟研究。针对抖振的发生往往伴随着较大尺度分离流动,采用脱体涡模拟方法提高湍流模拟的保真度。针对抖振响应模拟时间历程长、计算量大的特点,基于自主发展的动态网格自动化生成方法以及非定常流动和气动弹性高效求解技术,从而提高响应计算效率。分别对大迎角三角翼和超临界机翼进行了抖振响应模拟研究,通过与文献或试验结果的比较以及时频特性分析,验证了所发展方法在大迎角抖振和跨声速抖振响应预测中的可靠性和精确性。

流向涡-面干扰流动特征

旋涡与物面相互作用广泛存在于各类飞行器的绕流中,旋涡改变了物面的压力分布,物面影响了旋涡的空间演化,进而影响飞行器的气动特性。针对流向涡与物面相互作用过程中的流动压力特征关系开展研究。采用风洞试验手段,获取旋涡流动结构的空间演化规律及物面压力载荷分布特征。结果表明:流向涡在作用过程中不仅会发生展向位移,而且会发生法向离面位移。试验参数范围内,入射高度降低0.1c,展向位移最大量增加0.3c,法向位移最大量增加0.02c。物面受旋涡影响出现集中的条带状低压分布以及"双峰形"压力脉动集中区。物面压力特征变化可为后续开展涡-面流动模型重构研究提供试验支撑。

高超声速圆锥边界层不稳定性及转捩实验研究

在马赫数为6的条件下,利用红外热成像和高频脉动压力传感器(PCB)对前缘半径2 mm、半锥角7°的圆锥模型进行了边界层稳定性及转捩实验研究。实验结果表明,在常规高超声速风洞流场中圆锥三维边界层存在定常横流涡、低频和高频不稳定波;有迎角条件下,低频(15~50 kHz)和高频(210~340 kHz)不稳定波同时存在,圆锥边界层更容易发生转捩。随着迎角的增加,定常横流涡“条带”结构更加清晰,模型尾段的转捩阵面向迎风面移动,低频和高频不稳定波振幅增大、频带范围变宽;同一迎角下,增大单位雷诺数,低频、高频不稳定波和定常横流涡更早地出现并增长至饱和,且伴随着不稳定波的振幅增大和频带变宽,其中低频不稳定波比高频不稳定波更早出现。

基于AC-DBD等离子体激励的NACA0012翼型动态失速控制

以NACA0012翼型为研究对象,采用动态测压及PIV测量技术,研究了AC-DBD等离子体激励器对翼型俯仰及耦合运动动态失速的控制作用和机理.研究表明,等离子体激励能够显著推迟失速迎角,抑制失速后的升力系数陡降,提前流动再附和升力系数回升,减小升力及俯仰力矩系数曲线迟滞环面积,改善翼型气动特性.研究了不同运动参数及激励器设置参数对控制效果的影响,结果表明翼型俯仰运动频率及激励器激励频率分别对激励器控制效果影响最大,为后续相关研究提供了数据基础.

战斗机大迎角非定常气动力建模

针对目前大迎角非定常气动力模型大多基于单自由度风洞试验开展,且很难有效指导稳定性分析、控制律设计等工程实践的现状,基于偏航-滚转耦合运动风洞试验结果提出了一种大迎角非定常气动力β模型。该模型将非定常气动力分解为分别由旋转矢量的模和其引起的姿态变化β两部分贡献,具有清晰的物理意义和简洁的表达形式,同时还能准确反映横航向耦合效应对非定常气动力的影响。分别使用该模型和目前工程实践中常用的混合模型对不同运动形式中的横航向气动力进行计算,同时进行了尾旋仿真,与风洞试验结果对比验证了该模型对于飞机大迎角非定常气动特性的预测精度。通过将建模参数向体轴分解获得能与目前飞行动力学分析方法兼容的局部线性化形式,理论解释并仿真复现了F-16XL试飞中出现的侧向扰动现象,验证了该模型的工程适用性。

RKDG有限元GPU 算法及其重排加速技术

为提升并行化求解Navier Stokes方程的效率,构建了高阶有限元单元及单元边界映射线程结构和对应的各类GPU核函数,成功地把RKDG方法移植到GPU架构,发展出RKDG有限元GPU并行算法。算法数据访存能兼容GPU快慢不一的存储器,尤其在结构网格上,算法涉及的数据依赖区结构有序,能较好满足GPU对齐合并访问的要求。但在非结构网格上,非结构化的数据依赖区,影响到访存效率。基于此提出一种适合高阶有限元算法框架的单元分层重排加速技术,致力于网格的层化结构,提升GPU访存效率。具体基于初始网格拓扑,创建单元或单元边界对应的分层结构,逐层重排,汇总形成适合GPU对齐合并访问的数据存储结构。文中结合排序实例,给出了这一重排加速技术的具体实施过程。算例表明,发展的算法逼近的阶数符合预期,计算结果能与现有文献或实验结果接近,且最大GPU加速比可达67.47。此外,非结构网格算例证实,算法可处理较为复杂的几何边界,且所提重排技术可进一步赢得重排加速。

基于气体动理学方法的高超声速支杆降热模拟

基于气体动理学方法(gas kinetic scheme,GKS)分别从单独流场和流固耦合两方面开展了针对支杆结构热防护系统的数值模拟研究。首先利用二维标准圆管模型验证算法在单独流场计算中的可靠性,然后通过比较不带支杆和带支杆情形下圆管外壁面的气动热特性及相应流场特征,分析得到支杆降热的有效性及其降热机理。接着在将GKS应用到流场/结构温度场耦合模拟并进行验证后,进一步分析流固耦合作用下的支杆降热性能,结果发现支杆的降热效果随着流固耦合时间的推进不断增强,从而有利于高超声速飞行器长时间巡航飞行。

大涵道比发动机高空舱排气流场数值模拟研究

为了研究大涵道比分开排气发动机在高空舱内的排气流场特性,对其开展了流场数值模拟及试验验证。建立了一种发动机喷管、高空舱和排气扩压器的联合仿真模型,分别计算了不同喷管落压比状态下的发动机推力和排气流场特性,通过对比得到不同落压比下流场的变化规律。对大涵道比分开排气发动机进行了高空模拟试验,对不同落压比下的推力和高空舱内固定测点的总压与静压进行测量,并与数值模拟计算结果对比。结果表明:落压比越大,发动机射流影响范围越大,射流边界外扩,排气扩压器效率越低。推力系数随着落压比的增大呈现减小趋势。计算值与试验值结果相近,绝大多数测点的压强误差和推力误差保持在5%以内。

具有舱门补型结构的高空舱排气流场特性数值研究

为了研究具有舱门补型结构的大涵道比发动机高空舱的排气流场特性,对其开展了精细化几何建模及数值模拟研究。首先,建立了带舱门补型结构的高空舱、发动机与排气扩压器联合的仿真物理模型;随后,针对不同的舱门结构形式、发动机工况以及次流流量,通过数值模拟方法进行对比验证;最后,分析舱门补型结构对高空舱排气流场影响机理,给出舱门补型结构对排气流场特性的影响规律。结果表明:舱门补型结构对发动机推力计算结果无明显影响,推力主要受发动机参数和环境压力的影响,但有舱门补型时高空舱内回流区明显减小,有利于高空舱内气体的排出;次流不仅降低了高空舱内气体的回流,还使得舱温降低,在高空舱内起到了整流和降温的作用;引射距离会影响排气扩压器的气体排出效率,且随着引射距离的减小,高空舱内回流区明显减小,提升了排气扩压器效率。

激波串的三维结构分析

针对二维数值模拟是否能够完全反映激波串真实结构的问题,研究了Mach数1.5和3.0来流条件下激波串的三维模拟结构与二维模拟结构。研究采用Reynolds平均算法的SST湍流模型对喷管及等直段分别进行三维和二维的模拟,网格量分别为1.8×107和2×105。首先,当喷管满流状态完全收敛时,通过在出口施加线性增长反压的方式诱导出激波串结构;然后,对三维模拟结构在各个视角的不同切面与二维模拟结构进行对比分析。研究发现:来流Mach数1.5下的激波串在xy与zx两个平面视角的结构都为对称结构,与二维模拟结果均高度相似;来流Mach数3.0下的激波串只有一个视角为对称结构,另一个视角为非对称结构,且非对称视角的结构与二维模拟结果高度相似。因此,对激波串的二维模拟结果仅可反映激波串三维结构中的一个“准二维区域”:Mach数1.5的激波串在两个视角的中心切面及两侧对称的一定范围内均可近似为二维结构(准二维区域占比40%左右);而对于Mach数3.0的激波串,只有对称视角中心切面及两侧一定范围内的区域可近似为二维结构(准二维区域占比60%左右)。

格子玻尔兹曼和气体动理学通量算法及其应用进展

采用守恒律方程求解流体流动问题时,单元界面通量的计算尤为关键,该过程也被称为通量重构。由于离散控制方程的物理量定义在解点上,如何利用解点上的值来计算单元界面的通量,是计算流体力学最为关心的问题之一。针对该问题的研究已发展了各式各样的计算格式,例如完全基于数学重构的差分近似、基于部分物理重构的黎曼通量求解器以及近年发展起来的基于完全物理重构的气体动理学格式、格子Boltzmann通量算法和气体动理学通量算法。本文首先对几种典型的通量重构算法进展进行回顾和分析;然后着重介绍格子玻尔兹曼通量算法和气体动理学通量算法的研究进展及其相关应用;最后就该类算法存在的挑战和可能的研究方向进行展望。

推力矢量型V/STOL飞行器短距降落控制策略设计

针对推力矢量型垂直/短距起降(V/STOL)飞行的短距降落(SRVL)过程,进行了纵向动力学建模。基于飞机的减速性能与轨迹、速度稳定性,采用可达平衡集方法,构建了策略参数的边界,制定了参数选取标准,设计一种制定短距降落策略的方法。根据降落策略,分段进行了相应的控制框架建立,内环采用动态逆控制律,并引用一种基于频域尺度的效能分配准则进行控制分配设计。基于蒙特卡洛仿真法,对降落策略的鲁棒性进行了仿真验证,结果表明:针对不同降落阶段的策略参数边界制定方法能够满足该阶段的任务需求,且这些参数边界对短距降落策略制定有着明确的参考意义。以L1自适应控制器作为内环增稳控制器,所设计的短距降落策略使得飞行器在着陆过程中有着良好的轨迹鲁棒性。

一种翼身融合布局飞行器的偏离特性分析

为研究某翼身融合布局飞行器的偏离特性,在南京航空航天大学回流式低湍流度开口风洞中进行了飞机模型的大迎角静态测力试验。通过对试验结果的充分挖掘,利用横航向静稳定性判据、侧滑偏离判据、横向控制偏离参数以及Weissman组合判据进行分析,获得了飞机的大致初始偏离迎角和偏离区域,并对飞机的尾旋敏感区进行了预测。同时,利用风洞虚拟飞行试验技术进行三自由度释放验证。结果表明:该翼身融合布局飞行器的横向静稳定性较差,在很小的迎角下就可能出现非指令滚转运动,这也是造成偏离发散的主要原因;而虚拟飞行试验对偏离现象有较好的复现,与通过稳定性判据得到的偏离特性具有较好的对应关系,验证了虚拟飞行试验在偏离特性研究上的可靠性。

基于GPU加速的间断Galerkin方法求解二维层流

发展了一种基于GPU加速的间断Galerkin(DG)方法,用以计算二维层流流动。通过统一设备架构(Compute unified device architecture,CUDA),结合DG方法高阶精度的特点,基于分量存储涉及的数据,基于单元或边组织线程结构,将求解Navier-Stokes方程的DG CPU程序移植到GPU,涉及的无黏和黏性数值通量分别采用Local Lax-Friedrichs格式和BR2格式,时间推进采用强稳定性保持的Runge-Kutta格式。首先在不同的网格尺寸和拟合精度下计算Couette流动问题,证实了算法能取得预期的收敛精度;接着将圆柱绕流和NACA0012翼型绕流的计算结果与文献和实验结果进行对比,并依据加速比分析程序性能。结果表明在不损失准确度的前提下,与CPU程序相比,本文发展的GPU程序能显著减少计算时间,最高能够取得69.7倍的加速比。

能量法和时域法在叶片颤振计算中的比较研究

为了对能量法和时域法这两类叶片颤振计算中的代表性方法进行比较研究,分别介绍了基于CFD技术发展的双通道形状修正能量法和CFD/CSD耦合时域法。前者利用傅里叶级数对周向边界流场变量进行修正而相应的系数由内部单元值进行更新。后者通过耦合非定常气动力计算和结构运动方程求解来实现流场和结构场在时域内的推进。对跨声速风扇转子Rotor67进行计算,结果表明两种方法能够给出一致的颤振特性结果,最后结合算例从多方面对它们进行了比较。

高效高精度全局优化算法及其气动应用研究

经典的高效全局优化(efficient global optimization,EGO)算法搜寻得到的最优解,受代理模型精度及过早收敛等问题的制约,其精度仍存在进一步改善的空间。围绕最优解精度进一步改善的问题,研究了面向精确最优解的EGO算法。该算法基于Kriging代理模型,涉及的最优加点策略采用考虑Kriging信任的改善期望函数法,使得优化迭代后期更偏向于局部寻优。此外,文中还考虑了与成熟的拟牛顿法和Powell法等局部优化方法协同的算法,以提高最优解的搜寻精度。选用了若干典型的检验函数,对优化算法的具体实施过程进行了模拟与分析,发现改进后的优化算法能以相对较少的额外函数评估次数得到比经典的EGO算法更精确的全局最优解,从而验证了算法的有效性和准确性。最后,把发展的算法应用到具体的跨音速翼型优化问题,算例表明,改进后的EGO算法翼型阻力较原EGO算法减小了1.11%,显示了其工程实用性。

基于平行接近法的固定翼无人机协同编队导引律

针对固定翼无人机协同编队飞行,提出了一种低速固定翼无人机协同编队导引律,旨在形成一种灵活性较高的半刚性编队。以低速固定翼无人机为对象,分析了长机-僚机在编队飞行中的纵横航向运动关系。其次根据长机追随航线,僚机追随长机的飞行任务特性和航线的一般特点,进行了直线、转弯、盘旋三种导引模式的长机导引律设计。再根据长机飞行位置,设立虚拟动态跟踪点,综合僚机位置信息,设计了基于平行接近法的协同导引律,并对导引律的响应速度和稳定性进行了验证。通过分析仿真机的半实物仿真及实测飞行的结果,验证了该导引律具有较好的制导性能和较高的机动稳定性,在特定飞行任务中能够满足对无人机编队飞行的控制需求。