小口径超空泡子弹头部外形的优化设计

在水下高速运动时,小口径射弹周围的水会发生空化现象,阻力系数最优的弹头几何外形对应着射弹被空泡全包裹的超空泡状态。针对一种小口径射弹,可以利用计算流体力学（CFD）数值方法模拟含空化现象的气液两相流动,探究空泡形态和阻力系数与射弹头部几何外形的关系。选取三段锥形为基本射弹头形,采用分步优化方式对射弹头部外形进行了优化。同时,结合神经网络与序列二次规划（SQP）算法减少优化过程中的计算量,缩短了优化工作所需的总时间。优化后的射弹阻力系数比优化前的减小约30%,且能够形成包裹全弹体的超空泡。     

高速列车气动外形优化研究进展

随着运行速度的提升, 高速列车对气动外形的要求也越来越高, 追求性能优异、美观大方的气动外形是新型高速列车研发的一个重要方向. 基于当前高速列车外形研发的思路, 可以将气动外形优化概括为基于流场机理的改型优化和基于优化算法的外形优化两类. 本文简要回顾了当前国内外在这两类优化途径上的系列工作, 着重介绍了作者所在团队近年来做过的一系列气动外形优化工作. 在基于流场机理的改型优化上, 着重从"和谐号"和"复兴号"这两款主力车型的外形研发上探讨其改型优化的思路, 主要探讨了空调导流罩、受电弓平台、风挡和转向架裙板几类对列车阻力影响较为明显的部件的优化设计,并介绍了其相对于上一代车型在气动性能上的提升. 基于优化算法的外形优化方法,则因循气动外形优化流程, 在列车外形已经具有较好性能的基础上,以高速列车头型流线型为主要优化对象,分别从高速列车参数化方法、替代模型开发以及优化算法改进三个方面进行介绍.其中,高速列车参数化方法主要介绍了局部型函数法、修正车辆造型函数法和类别/形状函数法三类;替代模型开发介绍了最优化替代模型和基于交叉验证的Kriging模型; 在优化算法的改进上介绍了改进的非劣分类多目标粒子群算法和连续域混沌蚁群算法两方面的内容.基于上述三个方面介绍了气动外形优化策略在典型工程上的应用案例.      

高速列车气动外形优化研究进展

随着运行速度的提升,高速列车对气动外形的要求也越来越高,追求性能优异、美观大方的气动外形是新型高速列车研发的一个重要方向.基于当前高速列车外形研发的思路,可以将气动外形优化概括为基于流场机理的改型优化和基于优化算法的外形优化两类.本文简要回顾了当前国内外在这两类优化途径上的系列工作,着重介绍了作者所在团队近年来做过的一系列气动外形优化工作.在基于流场机理的改型优化上,着重从"和谐号"和"复兴号"这两款主力车型的外形研发上探讨其改型优化的思路,主要探讨了空调导流罩、受电弓平台、风挡和转向架裙板几类对列车阻力影响较为明显的部件的优化设计,并介绍了其相对于上一代车型在气动性能上的提升.基于优化算法的外形优化方法,则因循气动外形优化流程,在列车外形已经具有较好性能的基础上,以高速列车头型流线型为主要优化对象,分别从高速列车参数化方法、替代模型开发以及优化算法改进三个方面进行介绍.其中,高速列车参数化方法主要介绍了局部型函数法、修正车辆造型函数法和类别/形状函数法三类;替代模型开发介绍了最优化替代模型和基于交叉验证的Kriging模型;在优化算法的改进上介绍了改进的非劣分类多目标粒子群算法和连续域混沌蚁群算法两方面的内容.基于上述三个方面介绍了气动外形优化策略在典型工程上的应用案例.     

飞机机翼气动外形优化设计研究

本文首先对某飞机原机翼外形进行了详尽的气动分析计算,然后确定了设计思路和方案,探讨了后掠角变化对机翼气动性能的影响,研究选定了减小外翼后掠角的机翼新平面形状,采用先进的CFD软件优化机翼的气动设计,根据不同设计思想进行了多个机翼的外形优化,包括新的翼剖面和弯扭配置,最后将优化设计结果与原机翼进行了对比,对比结果表明,以Q5-M2T和Q5-N2T为代表的优化结果取得了十分理想的改进效果,优化机翼提高了气动性能,机翼升阻比提高了20%-30%,满足了飞机载弹量增大后性能仍可以全面提高的设计要求。     

磨粒磨损中磨粒几何外形参数的分析方法

根据Ｆｏｕｒｉｅｒ级数的频域分析方法，并且运用快速Ｆｏｕｒｉｅｒ变换的算法，在ＩＢＭ－ＰＣ机上通过自编程序进行了不同磨粒几何外形参数的数值计算，利用这种计算方法，可以获得磨粒尖锐度、粗糙度和轮廓的角形特征等信息，是对不同磨粒外部几何形状进行比较判别的一种有效方法。     

高速列车头型长细比对气动噪声的影响

高速列车的头尾车外形对气动噪声具有重要的影响.工程实践中随着车速的增加,车辆头部越来越细长,日本高速磁悬浮列车实践中甚至出现了具有极端长细比的头部形状.本文以讨论头型长细比对列车气动噪声的影响规律为出发点,应用非线性声学求解器(NLAS)和FW-H声学比拟法的混合算法,在3种运行速度下对基于CRH380A高速列车头型概化的4种不同头型长细比的模型车的气动噪声进行了数值模拟.给出了不同头型长细比列车的流场特征、气动阻力和气动噪声.结果表明,列车的气动总阻力随头型长细比的增大而减小,且头型长细比对列车总气动阻力的影响随运行速度的增加而增强.而头型长细比对气动噪声的影响呈现出较为复杂的影响,并不存在单调的影响关系;综合考虑气动阻力和气动噪声,长细比最大的头型综合性能较优,但差异并不显著,因此在不考虑微气压波等因素的条件下,简单增加车头长细比并不一定能带来明显的气动噪声性能提升.     

基于遗传退火算法的鱼雷外形优化设计

将基于实数编码的基本遗传算法与模拟退火算法相结合，建立了数值优化设计中的混合遗传算法。该算法既通过传统遗传算法的“优胜劣汰”操作保留了群体操作中的最优个体，又利用了退火算法的概率突跳性有效避免了问题求解陷入局部最小。本文还把混合遗传算法运用于鱼雷外形优化设计中，优化设计后的鱼雷流体阻力明显减小，压力分布曲线平缓，鱼雷的流体动力性能得到显著改善，表明改进的遗传退火算法运用于鱼雷外形优化设计是很有效的。在优化设计过程中，鱼雷线型由分段解析函数叠加表示，目标函数由二维欧拉方程的流场解提供。     

复杂外形飞行器压力分布CFD数值模拟与试验结果比较

为观察粘性效应对物面压力分布的影响，并验证 CFD 数值模拟方法的计算结果，设计了翼-身-舵组合体模型，利用航天空气动力技术研究院的FD-20炮风洞，在马赫数Ma分别取6、8且攻角α分别取0o、10o、20o的条件下进行了风洞测压试验，同时用Euler方程和N-S方程计算了模型的表面压力并与试验结果进行了比较。结果表明：除少数测点外，弹身、弹翼、舵面及弹身-弹翼干扰区的 Euler方程和 N-S方程计算结果都比较一致，除了攻角α=20°时的弹翼外，计算结果都与试验结果吻合较好。攻角α=20°的极小展弦比三角弹翼，由于侧前缘脱涡等分离现象的存在，实验值普遍高于计算值10%～15%，但变化趋势一致。因此，在采用CFD数值模拟与工程计算相结合的方法进行气动加热或非定常气动力的计算中，采用Euler方程代替N-S方程求解边界层外缘参数和当地流参数是合理的。     

某火箭弹标准外形引信气动加热计算

为了评估弹体飞行中产生的气动热对弹头引信的影响,采用计算流体动力学(CFD)方法对某火箭弹标准外形引信体在飞行条件下的气动加热过程进行了数值计算与分析.计算中,将获得的某火箭弹实际弹道参数进行了分段线性拟合,得到了计算域入口处的速度、温度、压强与时间的函数关系;结合分析对象的特点,采用结构化网格、远场压力边界条件、k-ε模型,利用有限体积法、耦合求解法模式、二阶迎风格式进行求解,得出了某火箭弹标准外形引信在弹道中不同时刻的温度场变化规律.计算结果与遥测试验结果的比较表明:两者变化的趋势及量值大小相吻合,两者的最大误差为13.0%,满足工程应用要求.     

我国大跨度缆索承重桥梁的空气动力性能研究

本文介绍了我国大跨度桥梁空气动力性能方面的研究情况。以同济大学土木工程防灾国家重点实验室所从事的桥梁空气动力性能的理论和试验研究工作中的几个主要方面为重点,介绍最新进展,其中包括非线性颤振的频域分析,颤振分析的全模态技术,基于计算流体动力学的数值风洞等研究课题。     

局部粗糙机翼表面气动特性影响研究

采用柱型粗糙元,以尖劈和机翼外形为基础,利用CFD数值模拟方法,研究机翼表面局部粗糙区域对其周围气动特性的影响。研究相同粗糙元高度下,粗糙元位于尖劈表面不同位置时局部边界层和气动特性的变化情况;基于流动分区理论,采用空气动力学理论分析与数值模拟结合的方法,分析F16机翼可接受的局部粗糙元高度;根据分析结果,在改进平板外形基础上,验证不同粗糙元高度对改进目标块区域气动特性的影响程度,并给出流经局部粗糙区域的流体发展状况。为了验证数值结果的准确性,采用S-A与SST湍流模型进行对比求解。本文工作对复杂大气环境引起的飞行器局部粗糙表面区域气动特性变化的研究具有指导意义。     

Aerodynamics of an asymmetrically deformed body in nonstationary supersonic motion

A method for making numerical calculations of the stationary and nonstationary aerodynamic characteristics of bodies of variable shape is considered. The results of calculations of the aerodynamic coefficents are given [1]. The results of numerical calculations are compared with the results of Newton's theory.Translated from Izvestiya Akademii Nauk SSSR, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 2, pp. 162–167, March–April, 1980.     

Aerodynamic equivalence of asymmetric bodies with allowance for nonlinear body shape influence factors and angle of attack

In order to determine the aerodynamic coefficients of asymmetric bodies the principle of aerodynamic equivalence is used. In the gas dynamic function expansions in the asymmetry parameter and the angle of attack both linear and second-order terms are taken into account. This makes it possible to establish theoretically the principle of aerodynamic equivalence with allowance for nonlinear body shape influence factors and angle of attack. A universal structure of the aerodynamic characteristics of asymmetric bodies with an arbitrary cross-sectional shape is obtained. The theoretical conclusions are confirmed by the results of a numerical solution of the three-dimensional gas dynamic problem.Translated from Izvestiya Rossiiskoi Akademii Nauk, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No.6, pp. 116–122, November–December, 1993.     

厢式货车外部流场的数值模拟

以斯泰尔邮政车为原型,对厢式货车外部流场进行数值计算,获得了其气动特性和流场,并与实验结果进行了对比,符合较好。期望能够对厢式货车气动外形的设计提供参考。     

Numerical evaluation of passive control of shock wave/boundary layer interaction on NACA0012 airfoil using jagged wall

Shock formation due to flow compressibility and its interaction with boundary layers has adverse effects on aerodynamic characteristics, such as drag increase and flow separation. The objective of this paper is to appraise the prac-ticability of weakening shock waves and, hence, reducing the wave drag in transonic flight regime using a two-dimensional jagged wall and thereby to gain an appropriate jagged wall shape for future empirical study. Different shapes of the jagged wall, including rectangular, circular, and triangular shapes, were employed. The numerical method was validated by experimental and numerical studies involving transonic flow over the NACA0012 airfoil, and the results presented here closely match previous experimental and numerical results. The impact of parameters, including shape and the length-to-spacing ratio of a jagged wall, was studied on aerodynamic forces and flow field. The results revealed that applying a jagged wall method on the upper surface of an airfoil changes the shock structure significantly and disinte-grates it, which in turn leads to a decrease in wave drag. It was also found that the maximum drag coefficient decrease of around 17%occurs with a triangular shape, while the max-imum increase in aerodynamic efficiency (lift-to-drag ratio) of around 10%happens with a rectangular shape at an angle of attack of 2.26?.     

翼型连续变形过程中非定常气动特性研究

可变形飞行器的优越性,使其成为近年来研究者关注的热点。当前对于可变形飞行器气动方面的研究工作主要集中于采用数值模拟或风洞实验,开展可变形飞行器气动布局概念和不同变形模态气动特性研究,而关于连续变形过程中非定常气动特性的研究则很少,几为空白。本文在无粘不可压(Ma=0.2)流场中,数值模拟了儒可夫斯基翼型连续改变厚度、弯度所引起的气动特性变化,分析了不同变形幅度、变形速度以及变形加速度对非定常升力系数的影响情况,这也为以后的三维数值模拟提供了基础。     

高速磁浮列车气动噪声分布规律研究

本文基于上海线高速磁浮列车现场噪声测试，结合数值仿真分析了磁浮列车行驶时的噪声特性以及气动噪声分布规律．数值仿真采用延时分离涡结合声比拟的方法，并对比现场测试噪声数据，给出了高速列车气动噪声特性以及噪声源分布规律．研究结果表明：列车行驶时噪声时程呈现很强脉冲性，频率小于100 Hz噪声主要来源于与高架桥梁结构振动相关的二次辐射噪声，特别是次声频段内，桥梁自振会产生显著的噪声．磁浮列车表面气动噪声分布规律与噪声频率相关，低频噪声与列车的车尾涡脱相关，高频噪声由车头边界层分离以及再附着、车身边界层流动等引起，而中频噪声主要产生于列车底部、抱轨与轨道梁表面相对运动作用．因此，高速磁浮列车除了要重点考虑车头、车尾的气动外形对气动噪声的影响外，还应考虑轨道间隙处气动噪声及其分布规律．     

Numerical investigation of the deflector effect on the aerodynamic and acoustic characteristics of turbulent cavity flow

The effect of a deflector on the aerodynamic and acoustic characteristics of turbulent flow in a cavity is numerically modeled. The computation method working on unstructured grids is described. The immersed boundary method is applied to model the deflector. The adequacy of the computation method is checked against some similar problems for which there are plausible experimental data. The results of the calculations of turbulent flow around deflectors of different shape are presented and their influence on the flow structure is analyzed. The results of the large-scale calculations of flow near a cavity are also considered in the presence and the absence of a deflector near the leading edge. On the basis of the numerical data obtained the deflector effect on the aerodynamic and acoustic characteristics of cavity flow is analyzed, including the effect on the acoustical loads on the cavity surface.     

融入压力分布信息的气动力建模方法

气动外形优化设计与飞行器性能分析中, 直接运用数值模拟或风洞实验获取气动力的成本高, 构建代理模型是提高外形优化和性能分析效率的重要途径. 然而, 构建模型的过程中, 研究者只关注积分后的气动力和力矩信息. 本文通过充分利用采样过程中所产生的压力分布信息, 来提高建模的精度和泛化性, 进而降低样本获取的成本. 提出了一种小样本框架下融入压力分布信息的气动力建模方法, 首先通过数值模拟或风洞试验获得不同流动参数状态下翼型表面的压力分布信息和气动系数, 其次通过本征正交分解技术对压力分布信息进行特征提取, 获取不同输入参数状态下压力分布信息对应的POD系数, 之后结合输入参数通过Kriging算法对压力分布信息进行建模, 将压力分布信息积分得到低精度气动系数的预测模型, 最后低精度气动系数结合输入参数通过Kriging算法构造高精度的气动系数预测模型. 通过同状态变翼型算例以及CAS350翼型变状态算例进行验证, 该方法相比于传统的克里金模型直接预测气动力, 有效提高了气动力的预测精度和模型的鲁棒性, 同时缩小了学习样本的数据量.