期刊文献+
共找到6篇文章
< 1 >
每页显示 20 50 100
飞机大迎角非定常气动力建模研究进展 被引量:39
1
作者 汪清 钱炜祺 丁娣 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第8期2331-2347,共17页
准确建立非定常气动力数学模型,是飞机大迎角飞行控制律设计、飞行动力学分析和飞行仿真的基础与前提。鉴于此,对大迎角非定常气动力建模研究进展,包括数学建模方法和人工智能建模方法两类进行了系统综述。其中:数学类建模方法是以对非... 准确建立非定常气动力数学模型,是飞机大迎角飞行控制律设计、飞行动力学分析和飞行仿真的基础与前提。鉴于此,对大迎角非定常气动力建模研究进展,包括数学建模方法和人工智能建模方法两类进行了系统综述。其中:数学类建模方法是以对非定常流动现象和机理认识为基础的,主要有气动导数模型、非线性阶跃响应模型、状态空间模型、微分方程模型、非线性阶跃响应与状态空间混合模型以及迎角速率模型等;人工智能方法回避了复杂流动机理,属于黑箱非线性系统建模,主要有神经网络模型、模糊逻辑模型和支持向量机模型等。对于每种气动力模型,阐述了其建模思路和方法,给出了典型应用情况,并对其特点和局限性作了简要评述。最后,指出了当前大迎角非定常气动力建模研究工作存在的问题和未来研究方向。 展开更多
关键词 大迎角 失速/过失速 非定常气动力 气动力模型 风洞试验 飞行试验
原文传递
面向高超声速飞行器的激波智能预测方法
2
作者 朱元浩 王岳青 +4 位作者 杨志供 孙国鹏 宗文刚 曾磊 陈坚强 《气体物理》 2023年第1期48-57,共10页
高超声速飞行器激波位置的准确预测能够有效提升数值模拟的精度和效率。一方面,对高超声速飞行器激波附近网格进行正交和加密处理,可有效提升数值计算精度;另一方面,使用高超声速飞行器激波位置对计算网格进行修正,能够加速CFD计算收敛... 高超声速飞行器激波位置的准确预测能够有效提升数值模拟的精度和效率。一方面,对高超声速飞行器激波附近网格进行正交和加密处理,可有效提升数值计算精度;另一方面,使用高超声速飞行器激波位置对计算网格进行修正,能够加速CFD计算收敛过程。提出了一种基于机器学习的高超声速飞行器激波智能预测方法,对典型高超声速飞行器外形进行激波位置的高效准确预测。首先,针对典型高超声速飞行器外形和典型飞行状态,使用数值模拟方法获得收敛的流场,并采用基于Mach数等值线的激波提取方法,从流场中判别激波面并提取构成激波面的关键点位置,形成训练数据;然后采用有监督学习算法,学习关键点位置,并利用二次曲线沿流向拟合关键点形成初步的激波线族;最后,基于剖面压力云图,构造基于投影压力图像的智能预测神经网络,对初步形成的激波线族进行修正,并获得三维激波面。大量的实验结果表明,激波预测模型能够对高超声速飞行器激波位置做出准确预测,预测的激波面与CFD数值计算结果中提取的激波面误差在10-4量级。 展开更多
关键词 数值模拟 CFD 激波 机器学习 神经网络
在线阅读 下载PDF
An h-Adaptivity DG Method on Locally Curved Tetrahedral Mesh for Solving Compressible Flows
3
作者 AN Wei HUANG Zenghui LYU Hongqiang 《Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》 EI CSCD 2020年第5期702-712,共11页
For the numerical simulation of compressible flows,normally different mesh sizes are expected in different regions.For example,smaller mesh sizes are required to improve the local numerical resolution in the regions w... For the numerical simulation of compressible flows,normally different mesh sizes are expected in different regions.For example,smaller mesh sizes are required to improve the local numerical resolution in the regions where the physical variables vary violently(for example,near the shock waves or in the boundary layers)and larger elements are expected for the regions where the solution is smooth.h-adaptive mesh has been widely used for complex flows.However,there are two difficulties when employing h-adaptivity for high-order discontinuous Galerkin(DG)methods.First,locally curved elements are required to precisely match the solid boundary,which significantly increases the difficulty to conduct the"refining"and"coarsening"operations since the curved information has to be maintained.Second,h-adaptivity could break the partition balancing,which would significantly affect the efficiency of parallel computing.In this paper,a robust and automatic h-adaptive method is developed for high-order DG methods on locally curved tetrahedral mesh,for which the curved geometries are maintained during the h-adaptivity.Furthermore,the reallocating and rebalancing of the computational loads on parallel clusters are conducted to maintain the parallel efficiency.Numerical results indicate that the introduced h-adaptive method is able to generate more reasonable mesh according to the structure of flow-fields. 展开更多
关键词 h-adaptivity discontinuous Galerkin(DG)method curved mesh tetrahedral mesh compressible flows
在线阅读 下载PDF
大型航天器无控飞行轨道衰降预报初步研究 被引量:2
4
作者 高兴龙 陈钦 +1 位作者 李志辉 丁娣 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2020年第6期70-76,共7页
针对寿命末期大型航天器无控再入大气层前的轨道衰降问题,提出一种经卡尔曼滤波误差分析与参数辨识气动一体化计算改进的轨道摄动模型。基于参数辨识方法生成两行根数(TLE)格式的初始轨道元参数;考虑航天器在低轨道大气环境受到的稀薄... 针对寿命末期大型航天器无控再入大气层前的轨道衰降问题,提出一种经卡尔曼滤波误差分析与参数辨识气动一体化计算改进的轨道摄动模型。基于参数辨识方法生成两行根数(TLE)格式的初始轨道元参数;考虑航天器在低轨道大气环境受到的稀薄跨流域空气动力作用,采用气动特性当地化统一算法计算目标航天器不同轨道高度的气动阻力系数,并解算相应轨道高度下简化根数摄动模型(SGP4)中的未知阻力项;最后基于无损卡尔曼滤波(UKF)方法和外测轨道星历数据对TLE+SGP4模型进行中长期轨道摄动外推计算,分别针对350~300 km和300~150 km高度范围内的大型航天器轨道衰降演化进行跟踪仿真,预报趋势与目标航天器外测轨道星历观测数据结果相符。研究证实寿命末期大型航天器无控再入气动一体化算法结合轨道摄动模型的改进发展,能大幅提高中长期轨道预报模拟能力,推动近地轨道空间目标气动融合轨道数值预报领域发展。 展开更多
关键词 无控航天器 轨道预报 跨流域空气动力学 无损卡尔曼滤波 SGP4
原文传递
梯形翼风洞试验模型数值模拟技术 被引量:7
5
作者 王运涛 李伟 +1 位作者 李松 孟德虹 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期1159-1165,共7页
基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶空间离散精度的MUSCL格式,并结合k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼风洞试验模型中前缘缝翼、后缘襟翼连接装置对气动特性的影响。简要... 基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶空间离散精度的MUSCL格式,并结合k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼风洞试验模型中前缘缝翼、后缘襟翼连接装置对气动特性的影响。简要介绍了本文采用的计算方法;介绍了梯形翼的风洞试验模型及风洞试验结果;在网格收敛性研究的基础上,采用"全湍流"方式和转捩模型研究了梯形翼试验模型连接装置对气动特性的影响。通过与不带连接装置的计算结果的对比,采用"全湍流"模拟方式,计算模型中考虑试验模型的连接装置引起升力系数下降、阻力系数下降、低头力矩减小以及失速迎角提前;通过与试验数据的对比,进一步考虑转捩影响可以提高梯形翼风洞试验模型气动特性的计算结果与试验结果的吻合程度,梯形翼风洞试验模型失速迎角附近的气动特性数值模拟技术还需要进一步的研究。 展开更多
关键词 RANS方程 梯形翼 风洞试验模型 流场模拟 转捩模型 气动特性
原文传递
基于径向基函数与混合背景网格的动态网格变形方法 被引量:8
6
作者 孙岩 孟德虹 +1 位作者 王运涛 邓小刚 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第5期1462-1472,共11页
发展了一种基于径向基函数(RBF)插值和混合背景网格映射的动态网格变形方法。混合背景网格由运动物面附近的各向异性网格和偏离运动物面的各向同性网格组成。物面变形或运动后,包含在各向异性背景网格中的所有物面网格点的位移由指定的... 发展了一种基于径向基函数(RBF)插值和混合背景网格映射的动态网格变形方法。混合背景网格由运动物面附近的各向异性网格和偏离运动物面的各向同性网格组成。物面变形或运动后,包含在各向异性背景网格中的所有物面网格点的位移由指定的物面运动规律得到,而各向同性背景网格点的位移通过径向基函数插值获得。然后变形后的计算网格利用计算网格与混合背景网格之间固定的映射关系代数插值得到。各向同性网格距离物面一定的距离,消除了物面保形对径向基函数插值的要求,从而可以减少径向基函数基点的数量,以提高插值的效率和可靠性。最后,通过二维和三维算例对该方法的变形网格质量、参数影响、网格拓扑依赖性、复杂外形变形能力及网格变形效率进行了测试。测试结果表明,该方法能够高效生成大变形下高质量的变形网格。 展开更多
关键词 径向基函数 混合背景网格 动态网格 高效 变形
原文传递
上一页 1 下一页 到第
使用帮助 返回顶部