等离子体激励气动力学探索与展望

等离子体激励气动力学是研究等离子体激励与流动相互作用下, 绕流物体受力和流动特性以及管道内部流动规律的科学, 属于空气动力学、气体动力学与等离子体动力学交叉前沿领域. 等离子体激励是等离子体在电磁场力作用下运动或气体放电产生的压力、温度、物性变化, 对气流施加的一种可控扰动. 局域、非定常等离子体激励作用下, 气流运动状态会发生显著变化, 进而实现气动性能的提升. 国际上对介质阻挡放电等离子体激励、等离子体合成射流激励及其调控附面层、分离流动、含激波流动等开展了大量研究. 等离子体激励调控气流呈现显著的频率耦合效应, 等离子体冲击流动控制是提升调控效果的重要途径. 发展高效能等离子体激励方法, 通过等离子体激励与气流耦合, 激发和利用气流不稳定性, 揭示耦合机理、提升调控效果, 是等离子体激励气动力学未来的发展方向.      

基于边界元方法的气动弹性降阶模型及仿真

传统气动弹性的时域计算耗费了大量时间,为了提高计算效率,本文发展了基于边界元方法的降阶模型技术。首先基于边界元方法建立非定常流场的求解模型,结合特征值分析技术建立了非定常气动力的低阶模型;然后,利用边界元方法建立了气动网格和结构网格之间的信息转换矩阵;最后将非定常气动力降阶模型和结构动力学方程联合,建立了气动弹性系统的低阶状态空间模型。将所发展的降阶模型方法应用于NACA0012翼型的非定常气动力求解中,结果表明降阶模型可以在保证原系统计算精度的同时提高了计算效率;将降阶模型技术应用到三维机翼的气动弹性响应计算中,在系统阶数仅为12阶的情况下可以得到与原系统一致的极限环响应,说明降阶模型技术在求解气动弹性问题中的巨大优势。     

叶轮机中振动叶片非定常气动力的研究

采用“单一叶片振动方法”代替传统的“全部叶片振动方法”，用线性化的方法推导出计算振动叶片非定常气动力（引起叶片弯曲振动）及力矩（引起叶片扭转振动）方程。通过输入叶型及气流参数，它可以方便有效地估计出作用在振动叶片上的非定常气动力和力矩，以及振动叶片不稳定工况发生的条件和范围。并在氟里昂超音速风洞上进行了实验测量，结果表明，理论计算结果与实验测试结果符合较好。     

飞行器非线性气动伺服弹性力学

现代飞行器日益呈现结构轻质化、控制系统宽通带和高权限的发展趋势. 因此, 非定常气动力、柔性结构和主动控制系统三者间的耦合力学成为重要的研究领域. 自20世纪80年代起, 航空界开始关注受控飞行器的气动弹性稳定性以及主动控制问题, 但对气动/结构的非线性效应、控制回路时滞对受控飞行器动力学行为的影响规律研究尚不充分. 研究这些影响规律不仅涉及非线性、高维数、多变参数和时滞效应等难题, 而且必须面对空气动力、飞行器结构、驱动机构、控制系统之间的强耦合问题. 其中的前沿难题是: 发展非线性气动伺服弹性动力学建模理论, 揭示上述因素诱发受控气动弹性振动的动力学机理, 开展气动伺服弹性控制风洞实验. 本文针对非线性气动伺服弹性力学所涉及的非线性非定常气动力建模、非线性结构动力学、气动伺服弹性控制律设计、气动伺服弹性实验, 总结相关研究现状和最新进展, 特别是近年来作者学术团队的研究成果, 并对进一步研究给出若干建议.      

电气动力学的原理和应用

电气动力学是气体动力学的一个较新的分支,可以说它是气体动力学和等离子体物理的共同产物.电气动力学有时又称为电离层空气动力学.它产生的背景是人类进入了宇航时代.历史上任何一个新的划时代的工程发明都会带来新的科学问题,有关人造卫星我们感兴趣的是它所产生的气动力现象.     

振动叶栅非定常气动力的数值分析及应用

利用双时间方法结合运动网格求解Navier-Stokes方程，完成了振动叶栅非定常气动力的数值分析。运用流动显示和频谱分析技术，研究了振动叶栅非定常绕流与气动力的特征。根据能量法原理，对振动叶栅的气动弹性稳定性进行了分析。     

飞行器气动参数辨识进展

飞行器气动参数辨识研究的主题,是应用系统辨识技术从飞行试验数据求取气动力,从而建立飞行器动力学系统的数学模型.它研究的对象是飞行器;解决的是空气动力学问题;采用的基本方程是飞行动力学的运动方程组;应用的研究手段是现代控制论的滤波、预测和估计理论.它是处于空气动力学、飞行力学、弹性力学和现代控制论之间的应用性研究课题. 本文综述了国内外公开发表的飞行器参数辨识研究的理论结果和实践经验,分八个专题——模型辨识,参数估计,数据预处理和相容性检验,试验设计与最佳输入,弹性与非定常效应,频域辨识,闭环辨识,辨识准度与系统验证——评述其研究进展和现状.      

俄罗斯《气动力学和气体动力学》新刊出版发行

与其它许多流体力学的学术刊物覆盖了范围宽广各类问题的作法不同,新出版的刊物《气动力学和气体动力学》集中发表有关超声速和高超声速等高速气流问题的科学论文.由于此类问题必须运用高效计算方法,该刊发表研究复杂流动以及伴随的高温物理化学过程(例如化学反应,分子内态自由度激波,电离,辐射等等)所发展的各种先进数值模拟方     

风洞实验中翼型大迎角气动力分散性的机理分析

基于$k$-$\omega$的SST两方程湍流模型, 求解雷诺平均N-S方程获得定常和非定常气动力, 耦合 翼型弹性振动方程, 在时间域内模拟了不同的翼型非定常流动, 重点研究了大迎角下的分离 流问题, 研究结果表明: 在百万雷诺数条件下, 由于振动引起分离涡的不规律脱落, 可能导 致气动力平均值的变化; 而厚度大于20\%的翼型在一定大迎角范围内, 会出现分离涡流场平 衡态的转化, 从流体力学稳定性的角度, 解释了风洞实验中大迎角气动力数据的分散性, 为 大迎角气动力风洞实验的重复性和数据分散性给出了一种新解释.     

一种用于研究鹰蛾悬停飞行的扑翼实验装置

研制了一套新型的能够在空气中模拟鹰蛾悬停飞行的扑翼模型实验装置。装置由模型翼面和主体、舵机驱动单元、运动控制与检测、测力天平和采集系统等五部分构成。模型在计算机的控制下按照鹰蛾悬停飞行的活体观测数据完成扑翼运动。与此同时,系统采集得到扑翼的实际运动曲线以及模型所受到的非定常气动力。实验结果表明,模型扑翼运动能很好地复现鹰蛾悬停飞行的动态过程;所测得的气动升力与鹰蛾的悬停条件相一致;由模型实验的升阻力数据所得的挥拍面前倾角也与活体观测结果相吻合。该模拟实验装置运动调节灵活,执行便捷,操控可靠,且能够测量空气中的微小非定常气动力,这为进一步深入研究扑翼运动的机理提供了方便的手段。     

基于随机森林算法的非定常气动力建模研究

针对现有的非定常气动力建模方法对气动弹性预测的准确性和效率问题,将随机森林算法引入非定常气动力建模研究领域,构建了基于随机森林算法的非定常气动力降阶模型。将所得模型用于预测气动弹性,选择二维NACA0012翼型进行颤振边界的预测,选用NACA64A010翼型预测LCO特性,并说明了该降阶模型建模的详细过程,将其计算结果与CFD/CSD耦合计算结果及试验结果进行了对比。研究结果表明,该模型可行、高效且精确,可以快速准确地预测飞行器气动弹性特性。     

叶轮机械非定常流动研究进展

本文就叶片排进出口流场畸变型动力响应、压缩系统气动稳定性、叶轮机械非定常气动问题的数值模拟以及失速颤振轴流压气机系列转子实验等４个方面问题,从非定常气动力学角度作一概述和展望      

计算空气动力学述评

一,引言计算空气动力学在60年代初期才开始形成,近十多年来有很大发展,大大促进了空气动力学的研究工作,开始改变了一些原有的传统气动设计方法。很多从前难以模拟的复杂飞行器绕流问题,现在可以模拟了。它在飞行器的发展中起着越来越大的作用。另一方面,宇航事业的高速发展又反过来不断对计算空气动力学提出各种复杂且计算量大      

风速不确定性对风力机气动力影响量化研究

风力机气动力学一直是国内外研究的热点课题之一.目前相关研究大都是基于确定性工况条件, 但因风力机常年工作在自然来流复杂环境,风速随机波动致使风电系统呈现不确定性, 对电网稳定性带来巨大挑战,因此进行不确定风速条件下风力机气动力学研究具有重要意义.为揭示不确定性对风力机流场影响机理并明确其对气动力的影响程度,本文提出一种风力机不确定空气动力学分析方法,基于修正叶素动量理论和非嵌入式概率配置点法,建立水平轴风力机不确定性空气动力学响应模型; 以NREL Phase VI S809风力机叶轮为研究对象, 基于该模型提取风力机输出随机响应信息,量化不确定风速对风力机风轮功率、推力、叶片挥舞弯矩和摆振弯矩的影响程度;通过分析流动诱导因子不确定性在叶片展长方向上的分布规律,揭示不确定因素在风力机本体上的传播机制,为风电系统设计及应用提供理论依据和重要参考. 结果表明,风速波动对风力机功率和气动力影响显著,高斯风速标准差由0.05倍增大至0.15倍均值,功率和推力最大波动幅度分别由13.44%和8.00%增大至35.11%和22.02%,叶片挥舞弯矩和摆振弯矩最大波动幅度分别由7.20%和12.84%增大至19.90%和33.49%.来流风速不确定性导致叶片根部位置气流明显波动,可以考虑在该部分采取流动控制措施降低叶片对风速不确定性的敏感程度.      

风速不确定性对风力机气动力影响量化研究

风力机气动力学一直是国内外研究的热点课题之一.目前相关研究大都是基于确定性工况条件,但因风力机常年工作在自然来流复杂环境,风速随机波动致使风电系统呈现不确定性,对电网稳定性带来巨大挑战,因此进行不确定风速条件下风力机气动力学研究具有重要意义.为揭示不确定性对风力机流场影响机理并明确其对气动力的影响程度,本文提出一种风力机不确定空气动力学分析方法,基于修正叶素动量理论和非嵌入式概率配置点法,建立水平轴风力机不确定性空气动力学响应模型;以NREL Phase VI S809风力机叶轮为研究对象,基于该模型提取风力机输出随机响应信息,量化不确定风速对风力机风轮功率、推力、叶片挥舞弯矩和摆振弯矩的影响程度;通过分析流动诱导因子不确定性在叶片展长方向上的分布规律,揭示不确定因素在风力机本体上的传播机制,为风电系统设计及应用提供理论依据和重要参考.结果表明,风速波动对风力机功率和气动力影响显著,高斯风速标准差由0.05倍增大至0.15倍均值,功率和推力最大波动幅度分别由13.44%和8.00%增大至35.11%和22.02%,叶片挥舞弯矩和摆振弯矩最大波动幅度分别由7.20%和12.84%增大至19.90%和33.49%.来流风速不确定性导致叶片根部位置气流明显波动,可以考虑在该部分采取流动控制措施降低叶片对风速不确定性的敏感程度.     

变后掠飞机在变后掠过程中的亚音速动态响应

本文提出了一套完整的变后掠飞机在变后掠过程中从气动力直至航迹计算的动态响应的数值求解方法。在气动力计算中,使用有限基本解方法分别计算了飞机在变后掠过程中的准定常气动力和非定常气动力;在推导飞行力学方程时,使用变组或结构的质点系动力学建立了一组完整的体轴系方程。本文的最大特点是采用“时间历程法”紧密地进行气动力和飞机响应量的交义求解,从而得到飞机在整个变后掠过程中的所有气动力和飞行力学参数。使用本文提出的方法,可圆满地分析和研究飞机作变后掠飞行的全过程和变后掠各因数对飞机响应量的影响。本文最后给出了算例和响应分析,这些结果,对研究变后掠飞机的飞行稳定性、机动性和低空变后掠的安全性是十分有用的。     

变厚度翼型的非定常气动力模型降阶及影响分析

建立了基于Kriging代理和递归算法的变厚度翼型气动力降阶模型,将滤波的高斯白噪声作为输入信号,采用计算流体力学(CFD)方法获得不同厚度下翼型的非定常气动力并将其作为降阶模型的训练样本。该降阶模型不仅大大提高了非定常气动力的计算效率,而且其预测得到的非定常响应的精度不低于92.01%。通过蒙特卡洛法的变厚度翼型全局灵敏度分析表明,俯仰运动是影响气动力波动的主要因素,俯仰与沉浮位移的耦合对气动力影响很小。考虑翼型变厚度时对翼面压力及分离点的影响,本文建立了压强系数的降阶模型。通过与CFD结果的对比,得到其精度为99.9995%,验证了降阶模型的正确性和有效性。     

圆柱绕流旋涡运动及离散涡方法

圆柱绕流问题最早是Stokes于1901年开始研究的。最近15年来,以圆柱非定常分离流为代表的非流线型物体绕流及伴随的旋涡运动受到很大重视。这主要是因为它与近代海洋工程、航空工程及工业空气动力学中不少急待解决的流体力学问题有关。例如,海洋平台桩柱、导管等所受的波浪力分析中,当结构物特征尺寸与波浪的波长相比较小(且K-C数在5—30范围内)时,柱后的旋涡脱落及它所诱导的力(引起构件的振动)是主要应考虑的问题,要给出正确的预计。导弹无侧滑大攻角飞行时背风面分离涡面的不对称运动产生不希望有的偏航力,分析其产生的机理,预计其大小并设法抑制这种力十分重要。此外还有气动噪声及高耸建筑物的风振问题等等。这些复杂问题的解决常常要以低速高雷诺数圆柱非定常分离流研究为基础。      

基于CFD的气动力建模及其在气动弹性中的应用

CFD技术为带有气动力非线性的气动弹性分析提供了一种研究途径,但是基于CFD的气动弹性直接数值模拟方法的计算量很大,不便开展定性分析和参数设计.基于CFD的非定常气动力模型的降阶技术为缓解计算效率与计算精度之间的矛盾以及系统的复杂性与易分析、易设计性之间的矛盾提供了行之有效的技术途径.综述了近年来发展的两类基于CFD技术的非定常气动力降阶技术和一种非线性气动力的谐波平衡方法,以及这些方法在非线性气动弹性研究中的运用.对比了各种方法的优越性并作了进一步的展望.      

基于ROM技术的阵风响应分析方法

阵风响应分析是大型飞机设计过程中必不可少的环节. 现有的阵风响应分析主要采用基于线化升力面理论的气动力模型,不能考虑到各种非线性效应,不适合于跨音速气动弹性的分析. 基于CFD技术,采用系统辨识方法,在状态空间内建立了降阶的非定常气动力模型(reduced order model, ROM). 耦合结构运动方程、非定常气动力模型(结构运动)、外激阵风的气动力模型,建立了基于CFD技术的阵风响应分析模型.算例研究了某一典型机翼在方波激励下的阵风响应问题,对比了各阶模态位移的响应以及翼根弯矩的响应. 基于ROM技术的计算结果与CFD/CSD直接耦合仿真结果吻合,证明了该方法的正确性和精度.