CRM翼身组合体模型高阶精度数值模拟_王运涛
多体系统的动力学模型简化方法研究
多体系统的动力学模型简化方法研究在工程和科学的众多领域中，多体系统的研究具有极其重要的地位。
从机械工程中的复杂机械结构到航空航天领域的飞行器，从生物力学中的人体运动分析到机器人技术的应用，多体系统无处不在。
然而，由于多体系统的复杂性，直接对其进行精确建模和分析往往计算量巨大，甚至在某些情况下是不现实的。
因此，寻求有效的动力学模型简化方法成为解决实际问题的关键。
多体系统动力学模型的复杂性主要源于其组成部分的多样性和相互作用的复杂性。
一个典型的多体系统可能包括刚体、柔体、关节、约束以及各种力和力矩的作用。
在建立模型时，需要考虑物体的几何形状、质量分布、惯性特性等诸多因素，这使得模型的自由度通常非常高，计算难度极大。
为了简化多体系统的动力学模型，一种常见的方法是集中质量法。
这种方法将系统中的物体看作具有集中质量的质点，通过忽略物体的形状和内部结构，大大减少了模型的自由度。
例如，在研究机械臂的运动时，可以将每个连杆视为一个集中质量点，只考虑其质心的运动。
虽然这种方法在一定程度上简化了模型，但也会导致精度的损失，尤其是在物体的形状和质量分布对系统性能有重要影响的情况下。
另一种简化方法是模态综合法。
该方法基于系统的模态特性，将系统的运动分解为一系列模态的叠加。
通过选取主要的模态，可以在保持一定精度的同时显著降低模型的复杂度。
例如，在分析桥梁的振动时，可以只考虑前几阶对振动贡献较大的模态，而忽略高阶模态的影响。
然而，模态综合法的应用需要准确地获取系统的模态信息，这在一些复杂的多体系统中可能并非易事。
子结构法也是一种有效的简化策略。
它将多体系统划分为若干个子结构，分别对每个子结构进行建模和分析，然后通过连接条件将子结构组合起来。
这种方法可以将复杂的系统分解为相对简单的部分进行处理，提高了建模和计算的效率。
比如，在汽车悬架系统的分析中，可以将悬架的各个部件作为子结构进行单独研究。
在实际应用中，还常常采用等效模型的方法。
弧形翼-身组合体绕流流场数值模拟及实验研究
Ｊ ｎ ２ １ ｕ ．０２
弧 形 翼 一 组 合 体 绕 流 流 场 数 值 模 拟 及 实 验 研 究 身
郑 健 ， 周长省 ， 鞠玉涛
（ 南京理工大学 机械工程学院 ， 江苏 南京 ２ ０９ ） １０ ４
摘
要 ： 了研 究标 准技 术协 作 计划 （Ｔ Ｐ 弧 形翼 一 为 Ｔｃ ） 身组 合 体 的 空 气动 力 学特性 ， 对其 在超 声
ｄｎ ｍｃ ， Ｆ 方 法 对 弧 形 翼 绕 流 流 场 进 行 数 ｙａ ｉｓＣ Ｄ） 值 模 拟 成 为研 究 的主 流 方 向 。 国外 Ｗａｄａ ｒｌｗ等
人 ＿ 首 先 采 用 无 粘 流 计 算 模 型 研 究 了技 术 协 ｌ 作 计 划 （Ｔ ｅ ｅ ｈ ｉ ｌ ｏｐ ｒｔ ｎ ｒｇａ ｈ ｔｃ ｎｃ ｃ ｏ ｅａｉ ｐｏ ｒｍ， ａ ｏ Ｔ Ｃ ） 准 弧 形 翼 模 型 的 绕 流 流 场 。Ｈａｒ ＿ ＴＰ标 ｒｉ ２ ｓｊ 采 用 粘 性 流 计 算 方 法 研 究 了 来 流 条 件 为 马 赫 数 １ ３～３ ０零 攻 角 下 的 自 诱 导 滚 转 力 矩 。 ． ．
收 稿 日期 ：０ １ ０ — ４ ２ １— ８ ２
１ ６３． ｏ 。 ｃｒ ｎ
修 回 日期 ：０ ２ ０ — ０ ２ １ — ４ １
作者简介 ： 郑健 （９ ８ ） 男 ， 士 ， 师 ， 要 研究 方 向： １７ 一 ， 博 讲 主 固体 火 箭发 动 机 总体 技 术 ， － ｉ ｚｅｇ ａ — ｅｏ Ｅｍａ ：ｈ ｎｊｎ ｈｌ ＠ ｌ ｉ ｌ
关键词： 弧形翼 ； 身组合 ； 翼一 流场； 雷诺应力湍流模型 ； 平流迎风劈裂法； 吹风 实验 中 图分类号 ： ２ １ Ｖ １ 文章编 号 ：０ ５ ９ ３ （０ ２ ０ — ５ ５ ０ １０ — ８０ ２ １ ）３ ００ — ６
DLR-F6翼身组合体阻力计算
格 密 度 和湍 流 模 型对 压力 分 布 影 响较 小 ．
［ 键词 ］ 关 Ｔ Ｉ２ ０ Ｌ —６ Ｄ ＷＩ；阻 力 ； 流 模 型 ＲＰ ．；Ｄ ＲＦ ； Ｐ Ｉ 湍 ［ 献标 识 码 ］ 文 Ａ
翼 身组合体作 为标准算例 ． 上 １ 会 ８家单位提供 了采用 １ ４种软 件 的计算 结果 ．０３年 ６月召 开 了第 二次 阻力 ２０
计 算的工作会议 （ Ｐ Ｉ）该 次会议选择 Ｄ Ｒ Ｆ 翼／ 挂／ Ｄ Ｗ ， Ｉ Ｌ ．６ 身／ 舱组合 体作为 算例 ， 议 的重 点是 阻力计算 精度 ， 会 共
势， 已经 与 风洞试 验一 样 ， 为 飞行器 气动设 计 最重要 的研 究手 段ｎ ． 成 随着 大型 网格前 置处理软件 、Ｆ Ｃ Ｄ软件系统 和后 置处理软件 的发展 ，Ｆ Ｃ Ｄ几乎可 以模 拟所有 高度复 杂飞行 器外形 的绕 流流场 ． 飞行器设计者使 用 Ｃ Ｄ工具面临 的首要 问题是软件 的精 度和效 率 问题 ．Ｆ Ｆ Ｃ Ｄ软件 的计算
【 章 编 号 ］ １０ —４Ｘ（０８ ０—１５０ 文 ０ １２６ ２０ ）２０４－６
Ｄ Ｒ—６翼 身 组合 体 阻 力计 算 Ｌ Ｆ
王 运 涛 ， 王 光 学 ， 张 玉伦
（ 国 空 气 动 力研 究与 发 展 中心 计 算 空 气 动 力 学 研 究 所 ，四 川 绵 阳 ６ １０ ） 中 ２００
［ 图分类号 ］ Ｖ １． 中 ２ １７
Ｏ 引 言
随着 计算 机软 硬件 技术 和计 算流 体 力学 （ Ｆ ） 飞 速发 展 ， Ｆ ＣＤ的 Ｃ Ｄ在航 空 航 天 飞行 器 方案 选 型 和 初 样设 计 阶段 发挥 的作用 愈来 愈重 要 ， 雷 诺 数修 正 、 化 设 计 、 致 流 场 刻 画等 方 面 ， Ｆ 在 优 细 Ｃ Ｄ较 风 洞试 验 更 具 有 优
DPWⅢ机翼和翼身组合体构型数值模拟
DPWⅢ机翼和翼身组合体构型数值模拟王运涛;王光学;张玉伦【摘要】采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP)数值模拟了DPW Ⅲ提供的DPW_W1/W2两种机翼构型和DPW-F6/F6_FX2B两种翼身组合体构型,主要目的是通过两种机翼构型和两种翼身组合体构型的数值模拟,研究网格密度对运输机构型气动特性计算结果的影响.数值模拟采用的多块对接网格来自AIAA CFD Drag Prediction Workshop Ⅲ(DPW Ⅲ),采用National Transonic Facility(NTF)的试验结果和CFL3D的计算结果作对比.详细研究了网格密度对两种机翼构型和翼身组合体的总体气动特性和压力分布的影响.采用SST两方程模型计算两种构型均得到了网格收敛结果,网格密度主要影响压差阻力而对摩擦阻力影响较小,计算结果较好地预测了机翼和翼身组合体外形优化前后总体气动特性的变化量.%Numerical simulations on multi-block structured grids are performed to compute drag for the DPW Ⅲ w ing and wing-body configurations with Navier-Stokes solver TRIP. The structured grids and reference numerical resuits are from drag prediction workshop Ⅲ. The effects of mesh density to aerodynamic characters and pressure distribution are carefully studied in present paper. The present results are verified by comparison with CFL 3D results and test results from National Transonic Facility (NTF). Grid refinement leads to convergence numerical results with Menter's SST two-equation turbulent models , grid refinement has larger influence to pressure drag than to friction drag.Pressure distribution of TRIP with hundreds of grids is in good agreement with the results of CFL 3D with far more dense grids. It is demonstrated that the TRIP solver is capable ofpredicting the small change of aerodynamic characters due to simple optimization of wing and wing-body configurations.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2011(029)003【总页数】6页(P264-269)【关键词】DPW Ⅲ;网格密度;气动特性;压力分布;数值模拟【作者】王运涛;王光学;张玉伦【作者单位】中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言随着大型专业前置处理软件、计算流体力学(CFD)技术、后置处理软件和计算机硬件技术的飞速发展，基于RANS方程(Reynolds Averaged Navier-Stokes)的CFD软件已经可以模拟高度复杂飞行器外形的绕流流场［1］。
飞推一体化飞行器多模态计力体系及升阻性能研究
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ: ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄꎻ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃꎻ ｆｏｒｃｅ ａｃｃｏｕｎｔｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍꎻ ｍｏｄｅ ｃｏｎｖｅｒｓｉｏｎꎻ ｌｉｆｔ ａｎｄ ｄｒａｇ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ
ＥＡＩ－２
白印刷ꎬ相关疑问咨询作者)ꎮ
ＥＡＩ －３
ＥＡＩ －４
图 ２ ＡＰＩ 划分示意图
ＮＵＭＢＥＲＳ Ｋ[８] 在其发表的高超声速推进系统计力体系
中详细给出了各种 ＡＰＩ 划分方法及优缺点ꎬ如表 １ 所示ꎮ
表 １ ＡＰＩ 划分方法介绍及优缺点
推进型面定义
ＡＰＩ－１
ＡＰＩ－２
２１２
描述
整个推进流道
压缩板以后
的推进流道
优点
优点
缺点
自由流－喷管出口
分析从均匀
来流开始
需要追踪流线ꎬ
机身设计不能
优化主要气动面
自由流－内喷
管出口
分析从均匀来 需要追踪流线ꎬ
流开始ꎬ喷管出 不能充分评估
口边界规则
推进性能
进气道唇口－
喷管出口
不需要追踪流线ꎬ
分析需从复杂
机身设计可以
入口流场开始
优化部分气动面
进气道唇口－
内喷管出口
控制体边界
定义规则
分析需从复杂
入口流场开始
２.２ 气动 / 推进力计算方法研究
将飞行器所有型面根据 ＡＰＩ 方案分别划归到气动与
推进型面中去ꎬ通过计算型面上所受压力和摩擦力可得到
高超声速飞行器参数化几何建模方法与外形优化
现 飞行器 外形 参 数化 建模 。 然而 ， ＡＤ方 法 在实 际 Ｃ 应 用 中存 在 表达 参数 偏 多 、 利 于概 念设 计 中各 学 不 科 分析模 型 简化 ， 以及 外 形优 化 过程 中对 设 计 目标 最 为 敏 感 的关 键 因 素 的集 中关 注 等 问 题 ； ａ ｍｅ Ｒｙ ｒ
数 ， 以衍 生 出 多种 设 计 构 型 ， 相 互转 换 十 分 便 捷 。 比 现 有 Ｃ 可 且 相 ＡＤ 和 二 次 曲线 建模 方 法 ， 模 型 简 化 和 设 计 变 在
量 数 量 有 效控 制 方 面 具 有 优 势 。 力 体 和 乘 波 体 两 种 典 型 布 局 飞行 器 的 外 形 建 模 与 应 用表 明方 法 简 单 、 效 、 升 有 适
动估 算 和优 化设 计 为应用 实例 ， 为概 念设 计 及多 学 科 设计 优 化 对 核心 几 何 参数 的考 察 与筛 选 提 供 了
几何 建模 参 考思 路 。
以文 献 ［ ３ 升力 体机 身 风 洞 实 验模 型 （ ｉ — ９中 Ｌｆ ｔ
ｉｇ ｂ ｄ ｘ ｅｉ ｎａ ｍｏ ｅ， Ｅ 为例 ， ｎ — ｏ ｙｅ ｐ ｒ ｍｅ ｔｌ ｄ ｌ Ｌ Ｍ） 机身 外 形 由一 系列 椭 圆截面 组成 ， 建模 结果 如 图 １所示 。
Байду номын сангаас
高精度阶梯轴加工工艺改进及刀具反装技术应用
起来的ꎮ 这种刀具装夹方式能够较好地解决切屑对刀具
效提高生产效率ꎬ这是生产过程中必须要解决的问题ꎬ也
稳定性的影响ꎬ可有效避免切屑集聚和缠绕ꎬ以保证工件
是工艺设计的基本需求ꎮ
的加工精度ꎬ同时切削液直接冷却后刀面ꎬ有利于提高加
该零件的材料为 ４０Ｃｒꎬ调质硬度为 ２２９ ＨＢ ~ ２６９ ＨＢꎮ
工表面质量 [１] ꎮ
定的配合面ꎬ使工装和零件之间相互配合ꎬ且可能会产生
工难点有 两 个:公 差 ０. ０１６ ｍｍ 和 同 轴 度 ϕ０. ０１ ｍｍꎮ 按
照传统的工艺和设备ꎬ通常选用车磨结合的加工方法ꎬ即
先粗车 成 形ꎬ 然 后 使 用 磨 床 进 行 磨 削ꎬ 以 实 现 加 工 要
求
[ ３－４]
ꎮ 然而ꎬ随着数控车床加工精度的不断提高ꎬ上述
1>!
产 [ ７] ꎮ 在实际的生产过程中ꎬ因考虑加工效率和成本问
题ꎬ故选用一次夹装完成法ꎮ 对于如图 １ 所示的阶梯轴
来说ꎬ要在一次装夹中完成精车工步ꎬ又不会使刀具和工
件之间发 生 干 涉ꎬ 刀 具 反 装 技 术 能 够 很 好 地 解 决 这 一
问题ꎮ
刀具反装方式仅适合于数控车削ꎬ这种方式的刀具装
ＣＮＣ ＰＩＬＯＴ ３１９０ 数控系统ꎬ运行在 Ｗｉｎｄｏｗｓ 环境之下ꎬ采
用“ 人机对话ꎬ图形支持” 方式进行工作ꎮ 编程时既可以
通过输入加工材质、零件毛坯形状、零件精加工形状、选定
动输入刀具加工路径ꎬ易于操作ꎬ加工效率高 [８] ꎮ 本文所
涉及的高精度阶梯轴零件ꎬ由于其加工过程需要采用刀具
反装方 法ꎬ 所 以 部 分 加 工 程 序 需 要 手 动 输 入 并 调 试ꎮ
车 ϕ３２ 外圆及倒角ꎬ车 Ｍ３５ 螺纹ꎬ留量精车
基于面元法的栅格翼翼身组合体高超声速气动特性研究①
Ｏ 引 言
２ ｏｅｅｏ ｅ ｓａｅａｄＭ ｔ ａ Ｅ ｇ ｅｒ ｇＮ ｔ ｎｌ ｎｖｒｔ ｏ Ｄ ｆ ｓ ｅｈ ｏ ｇ ，ｈ ｎｓａ ４ ０７ ，ｈｎ ） ．Ｃ ｌｇ ｆ ｒ ｐｃ ｎ ａｅ ｌ ｎｉ ｅ ｎ ， ａ ｏａ Ｕ ｉ ｓｙ ｆ ｅ ｎｅ ｃ ｎｌ Ｃ ａｇｈ １０ ３ Ｃ ｉａ ｌ Ａ ｏ ｉ ｒ ｎ ｉ ｉ ｅ ｉ ｅ Ｔ ｏ ｙ
ＺＨＯＵ ｈａ ｇ ＨＵ ｎ Байду номын сангаасＵ ｎ Ｚ ｎ ， Ｆａ ， Ｙｏ ｇ
（ ．Ｓｈ ｏ ｏ ｅ ｓａｅ Ｂ ｒｎ ｎｔｕｅｏ ｅｈ ｏ ｇ ， ｅｉｇ １０ ８ ， ｈｎ ； １ ｃｏｌ ｆ ｒ ｐ ｃ ，ｅ ｉｇＩｓｔｔ ｆ ｃ ｎｌ Ｂ ｉｎ ０ ０ Ｃ ｉａ Ａ ｏ ｉ Ｔ ｏ ｙ ｊ １
Ａｂ ｔａ ｔ Ｇ ｄ ｆ ｓａ ｓ ａ ｅ ｌ ｉ ｇ ｓ ｒ ｃ ｏ ｍｅ ｙ ｔ ｅ ｅ ｔｒ ａ ｒ ｍｅ ａ ｄ ｉｔ ｒ ａ ｂ ｗｈｃ ｓ ｏ ｕ ｓａ ｄ ｎ ｄ ａ ｔｇ ｓ ｓ ｒ ｃ ： ｒ ｎ ｉ ｐ ｃ ｉ ｎ ｕｆ ｅ ｆｒ ｄ ｂ ｈ ｘｅ ｎ ｌｆ ｉ ｉ ｔ ｆ ａ ａ ｎ ｎ ｅ ｌ ｎ ｗｅ ， ｉｈ ｉ ｆｏ ｔｔ ｎ ｉ ｇ ａ ｖ ｎ ａ ｅ ｉ ｙ ｅ ｓ ｎ ｃ ｓａｅ Ｈｙ ｅ ｓ ｎ ｃａ ｒ ｄ ｎ ｍｉ ｈ ｒ ｃｅ ｓｉｓａ ａｙ ｉ ｍｏ ｅ ｏ ｄ ｆ — ｏ ｙｃ ｎ ｇ ｒ ｔ ｎ ｉ ｅ ｔｂ ｉｈ ｄ ｂ ｓ ｄ ｏ ｕ — ｎ ｈ ｐ ｒｏ ｉ ｔｔ ． ｐ ｒｏ ｉ ｅ ｏ ｙ ａ ｃｃ ａａ ｔｒ ｔ ｎ ｓｓ ｄ ｌ ｆ ｉ ｃ ｌ ｎ ｂ ｄ ｏ ｆ ｕ ａ ｉ ｓａ ｌ ｅ ａ ｅ ｎｓ ｒ ｉ ｉ ｏ ｓ ｓ ｆｃ ｌｍｅ ｔｍｅｈ ｄ ｃ ｎ ｉ ｅ ｎ ｈ ｈ ｒｃ ｅ ｓｉｓ ｏ ｙ ｅ ｓ ｎ ｃ ｆ ｗ， ｈ ｅ ｄ ｓ ｏ ｋ ｗ ｖ ｎ ｏ ｙ ｕ ｗａ ｈ ｉ ｔｒｅｅ ｃ ｒ ａ ｅ ｅ ｅ ｎ ｔｏ ｏ ｓ ｒ ｇ ｔ ｅ ｃ ａ ａ ｔ ｒ ｔ ｆ ｈ ｐ ｒｏ ｉ ｌ ｄｉ ｉ ｃ ｏ ｔ ｅ ｈ ａ ｈ ｃ ａ ｅ ａ ｄ ｂ ｄ ｐ ｓ ｎ ｅ ｒｎ ｅ ｗｅ ｅ ｆ ｔ ｋ ｎ ｉ ｔ ｃ ｏ ｎ ｓ ｗ ｌ Ｓ ｒａ ｅ ｅｅ ｎ ａ ｕ ｌ ａ ｔｍａ ｉａｌ ｃ ｏ ｄ ｎ ｏ ａ ｅ ｎ ｏａ ｃ ｕ ｔ ｅ１ ｕ ｃ ｌｍｅ ｔｗ ｓ ｂ ｉ ｕ ｏ ｔ ｌ ａ ｃ ｒ ｉｇ ｔ ａ ． ｆ ｔ ｃ ｙ ｄ ｆ — ｏ ｙ ｃ ｎ ｇ ｒ ｔ ｎ ｇ ｏ ｔｙ ｆａ ｕ ｅ Ｇｒ ｉ ｂ ｄ ｏ ｕ ａ ｉ ｅ ｍｅ ｒ ｅ ｔ ｒ ． ｉ ｎ ｉ ｆ ｏ ｄ
绕翼身组合体高质量网格设计和阻力计算
绕翼身组合体高质量网格设计和阻力计算
郑秋亚;王宝园;刘三阳
【期刊名称】《应用力学学报》
【年(卷),期】2009(0)3
【摘要】采用超立方体概念设计了绕翼身组合体外形的高质量连续拼接多块结构化网格,旨在构造一种通用的绕翼身组合体外形的高质量网格生成方法,提高阻力计算精度。
以DLR-F4翼身组合体为例生成计算网格,采用雷诺平均Navier-Stokes 方程耦合Spalart-Allmaras湍流模型进行阻力计算。
超立方体网格计算的结果与实验数据吻合较好,优于其他软件和其他网格的计算结果;从而说明本文超立方体网格构建方法可行、生成的网格质量高,能改善阻力精度,该方法适用于绕相似外形的翼身组合体网格生成。
【总页数】4页(P535-538)
【关键词】翼身组合体;结构化网格;超立方体;Navier-Stokes方程
【作者】郑秋亚;王宝园;刘三阳
【作者单位】西安电子科技大学;长安大学;中国航空计算技术研究所航空气动力数值模拟重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
【相关文献】
1.用全位势方程计算细长翼-身组合体的可压缩绕流 [J], 黄明恪
2.翼-身组合体跨音速绕流全位势积分方程数值计算 [J], 杨勇;俞守勤
3.身-翼-舵组合体高超声速变攻角颤振计算 [J], 刘超峰;李海东;杨炳渊
4.基于非结构网格的翼身组合体绕流数值模拟 [J], 段卓毅;乔志德;陈迎春
5.网格间距及正交性控制在翼-身-尾组合体三维绕流中的研究 [J], 张正科;庄逢甘;朱自强;罗时钧
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弹翼静气动弹性计算
弹翼静气动弹性计算
王华毕;吴小胜;姚冰
【期刊名称】《弹箭与制导学报》
【年(卷),期】2010(030)002
【摘要】采用迭代法研究大展弦比弹翼的静气动弹性.弹翼的气动载荷采用涡格法进行计算,弹翼结构特性采用有限元软件(ANSYS)进行数值模拟,通过面样条插值方法将气动计算网格上的载荷插值到有限元计算模型的网格节点上进行数据交换.以布撒器弹翼为算例,在计算中对张开式弹翼翼身连接方式进行了简化.计算结果给出了计及弹性的翼面变形以及变形前后翼面的压力分布,且对不同材料特性条件下弹翼变形特性和变形前后的压力分布进行了比较.
【总页数】3页(P208-210)
【作者】王华毕;吴小胜;姚冰
【作者单位】安徽军工集团,合肥,230022;北京理工大学宇航学院,北京,100081;安徽神剑科技股份有限公司,合肥,230022
【正文语种】中文
【中图分类】V211.47
【相关文献】
1.基于CFD/CSD耦合的连结翼静气动弹性计算研究 [J], 张强;祝小平;周洲;王伟
2.TRIP软件的静气动弹性计算模块开发及精度验证 [J], 孙岩;黄勇;王运涛;孟德虹;王昊
3.基于非结构网格的跨声速静气动弹性计算 [J], 董军;卢晓杨;侯良学
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基于改进CST参数化方法和转捩模型的翼型优化设计_王迅
。 其 中， 层流翼型曾
［ ６］
是减小摩擦阻力的一项重要探索
。 这类翼型在
工况使用时 ， 上下 表 面 通 常 在 较 长 距 离 的 层 流 后 会发生转捩 。 针 对 此 类 翼 型 的 优 化 设 计 ， 气动优 化框架中必须有可以准确预测翼型转捩位置的计 算流体力学 （ 模块 。 国内曾针对此类问题作 Ｃ Ｆ Ｄ）
安全性 当前民用客 机 的 研 制 发 展 对 经 济 性 、 的要求越来越高 ， 必须努力降低成本 ， 才能在市场 上占有一席之地 。 而战斗机已由过去强调高空高 速作战性能发展 成 为 中 低 空 高 亚 声 速 、 跨声速的 高机动性能 等 。 其 中 ， 改善翼型的升阻力特性一 直是飞机设计追求的重要指标 。 基于此本文研究 了翼型气动优化 设 计 方 法 的 几 个 关 键 要 素 ， 包括 翼型的参数化建 模 、 流场快速数值计算的代理模 型和转捩预测 ， 结合遗传算法建立了一套高效的 翼型气动优化设计系统 。 参数化方法的特性对优化设计的寻优区间和 计算效率有着深 刻 的 影 响 ， 好的参数化方法应该 有较大的寻优区间 ， 良好的局部控制能力 ， 较少的 设计变量 ， 同时保 证 优 化 过 程 中 几 何 外 形 光 顺 特 性的要求
西北工业大学 航空学院 ，西安 ７ ０ ７ ２ １ ０
采用 Ｂ 样 条 基 函 数 替 代 传 统 的 形 状 类 别 函 数 （ 方法中的 Ｂ 摘 要 ：为提高翼型优化设计效率 ， 增大设计空间 ， ｅ ｚ ｉ ｅ ｒ Ｃ Ｓ Ｔ） 多项式 ， 增强了对翼型参数化表达的局部控制能力并提高 了 翼 型 局 部 表 达 精 度 。 为 了 确 保 翼 型 在 优 化 设 计 过 程 中 的 几 何光顺特性和代理模型的准 确 性 ， 采 用 小 波 分 解 技 术 提 出 了 多 分 辨 率 翼 型 的 局 部 光 顺 方 法。采 用 基 于 本 征 正 交 分 解 （ 的流场数值代理模型 ， 并结合 γ－ Ｐ Ｒ ｅ Ｏ Ｄ） ｔ转捩 模 型 实 现 了 快 速 准 确 的 气 动 力 与 流 动 转 捩 预 测 。 采 用 小 波 技 术 光 顺 的 θ 结合遗传算法建立了完整的翼型气动优化 设 计 ｅ Ｓ Ｔ 翼型参数化建模 、 Ｐ Ｏ Ｄ 流场数值计算代理模型以及 γ－ Ｒ Ｃ ｔ转捩模型 ， θ 系统 。 针对低速层流翼型与超临界翼型进行优化设计 ， 优化设计后的翼型升阻比分别提高了４ 且对 ４ ２％ 和 ４ ５ ． ８ ５％ ， ７ ． 改进前后参数化建模方法的优化性能进行了对比 ， 结果表明本文构建的翼型气动优化设计系统具备很高的优化效率 。 关键词 ：翼型 ；气动优化设计 ；转捩流动 ；本征正交分解 ；小波分解 ；参数化 （ ） 中图分类号 ：Ｖ ６ ８ ９ ０ ４ ４ １ ３ ２ １ １ ． ３ 文献标识码 ：Ａ 文章编号 ： １ ０ ０ ０ ３ ２ ０ １ ５ ０ ２ ９ － － －
TRIP2.0软件的确认:DPWⅡ复杂组合体的数值模拟
TRIP2.0软件的确认：DPWⅡ复杂组合体的数值模拟王运涛;王光学;张玉伦【期刊名称】《航空学报》【年(卷),期】2008(029)001【摘要】采用"亚跨超声速计算流体力学软件平台"(TRIP2.0)数值模拟了阻力预测小组(AIAA CFD Drag Prediction Workshop Ⅱ,DPWⅡ)翼/身/架/舱复杂组合体运输机构型,数值模拟采用的多块对接网格、测压和测力的试验结果均来自DPWⅡ,对比计算采用了CFL3D的结果.重点针对DLR-F6翼/身/架/舱复杂组合体构型,详细研究了网格密度和湍流模型对总体气动特性和压力分布的影响,计算结果与相应的试验结果取得了较好的一致.采用SA一方程和SST两方程模型均得到了网格收敛结果;不同的湍流模型对压差阻力影响较小,对摩擦阻力影响较大;不同的网格密度和湍流模型对压力分布有一定的影响.【总页数】7页(P34-40)【作者】王运涛;王光学;张玉伦【作者单位】中国空气动力研究与发展中心,计算空气动力学研究所,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,计算空气动力学研究所,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,计算空气动力学研究所,四川,绵阳,621000【正文语种】中文【中图分类】V211.7【相关文献】1.DPW4翼/身/平尾组合体的数值模拟 [J], 王运涛;张书俊;孟德虹2.DPWⅢ机翼和翼身组合体构型数值模拟 [J], 王运涛;王光学;张玉伦3.采用TRIP2.0软件计算DLR-F6构型的阻力 [J], 王运涛;王光学;张玉伦4.TRIP2.0软件湍流模块的开发与确认 [J], 王光学;王运涛5.TRIP2.0软件非定常模块的开发与确认 [J], 孟德虹;王运涛;张玉伦;王光学因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
DLR-F6翼身组合体跨声速绕流的CFD计算
DLR-F6翼身组合体跨声速绕流的CFD计算专业：工程力学学号：******姓名：**指导老师：*************2015/4/12问题描述：模型：DLR-F6翼身组合体来流条件：Ma∞＝0.75，α=-1°, -0.°, 0°, 0.5°, 1°，Re＝5×106 (c ref=0.1412m)网格要求：带附面层网格，y＋≈30计算要求：自选一个湍流模型（采用壁面函数）。
要求：（1）计算结果与实验数据进行比较分析（包括气动力和表面压力分布）。
（2）作业以学术论文形式提交。
（3）网格生成软件、网格类型及CFD求解器自选。
相关几何信息Reference Geometry:Sref = 0.1454 m2 (full model), cref = 141.2 mm, b/2=585.647 mmNose Location (in CAD coordinates): x = -347.0 mm, z = 17.5 mmMoment Reference Center (from fuselage nose): delta(x) = 504.9 mm, delta(z) = -51.42 mm (aft and below nose)Moment Reference Center (in CAD coordinates): x = 157.9 mm, z = -33.92 mm 第一章物理模型及网格划分采用Gridgen划分网格，采用结构网格划分。
根据所给雷诺数（Re＝5×106）、参考长度(c ref=0.1412m)及y＋≈30 计算得出附面层第一层厚度为0.0227mm。
对机头、翼身融合处、机翼前后缘进行加密。
机身整体、机头及翼身融合处附面层网格如下所示：图1.1 机身附面层网格图1.2 机头附面层网格图1.3 翼身融合处附面层网格远场网格划分如下：图1.4 远场附面层网格第二章CFD计算及结果分析设置求解器及边界条件后导入Fluent软件，进行分析。
基于Matlab_Simulink的旋翼飞机高度复合控制系统仿真 原文
图 4 带有前置滤波器的 PID 控制器
图 6 消除单零点的 Simulink 模型
图 9 再增加一零点后的 Simulink 模型
-５ ９ -
图 11 扰动响应的 Simulink 模块
基础及前沿研究 中国科技信息 2009 年第 13 期 CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jul.2009
-５ ８ -
构建如图 4 所示的 Simulink 模型。 Simulink 仿真结果如图 5 所示。
响应超调量为零，非常理想，但是调节时 间接近 20s，这个过渡过程的调节时间是 亟待改进的。上述方案考虑到消除两个零 点，下面考虑只消除一个零点。在 PID 控 制器的基础上加前置滤波器：
图 5 消除两零点后的阶跃响应曲线
图 7 消除单零点后的单位阶跃响应曲线 由仿真结果可以看到系统的单位阶跃
图 8 增大增益后的响应曲线
构建 Simulink 模型如图 9 所示。调整 PID 参数，使得 Kp=150，其他参数不变。 仿真运行结果如图 10 所示。
可得出性能指标：上升时间 tr=4.8s， 峰值时间 tp=5.7s，超调σ %=2.8%，调节时 间 ts=6s，稳态误差 ess=0。
消除单零点的simulink模型再增加一零点后的simulink模型图11扰动响应的simulink模块下转第64页64中国科技信息2009年第13chinasciencetechnologyinformationjul2009基础及前沿研究参考文献1檀润华张瑞红汪屏等产品设计中的冲突确定方法及解决过程j机械设计20032010472檀润华王庆禹苑彩云等发明问题解决理论过程工具及发展趋势j机械设计200177113檀润华创新设计triz发明问题解决理论m北京机械工业出版社20024杨清亮发明是这样诞生的
带支撑装置的CRM-WBH模型流固耦合数值模拟
带支撑装置的CRM-WBH模型流固耦合数值模拟王运涛;孟德虹;孙岩;洪俊武;张书俊;李伟【摘要】共同研究模型(common research model, CRM)机翼/机身/平尾组合体构型(CRM-WBH)是第4届AIAA阻力预测研讨会(Drag Prediction Workshop IV, DPW IV)选择的基准构型, DPW IV会议的统计分析结果显示计算结果与试验结果之间存在显著差异.采用CFD方法和流固耦合方法数值模拟了带支撑装置的CRM机翼/机身/平尾组合体模型(CRM-WBHS)的气动特性,主要目的是评估支撑装置和静气动弹性变形对CRM-WBH模型气动特性数值模拟结果的影响.通过与CRM-WBH模型CFD数值模拟结果和欧洲ETW风洞(European Transonic Wind Tunnel)测力、测压和模型变形测量结果的对比分析,表明模型支撑装置导致机翼上翼面激波位置前移,升力系数、阻力系数下降,俯仰力矩系数增加;静气动弹性变形主要影响机翼上表面激波位置和外翼处激波位置前负压,导致升力系数、阻力系数进一步下降,俯仰力矩系数进一步增加. CRM-WBHS模型的流固耦合数值模拟结果更加接近试验结果.【期刊名称】《气体物理》【年(卷),期】2019(004)001【总页数】7页(P16-22)【关键词】RANS方程;CRM模型;流固耦合;数值模拟;气动特性【作者】王运涛;孟德虹;孙岩;洪俊武;张书俊;李伟【作者单位】[1]中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,四川绵阳621000;[1]中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,四川绵阳621000;[2]中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;[1]中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,四川绵阳621000;[1]中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,四川绵阳621000;[1]中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,四川绵阳621000;【正文语种】中文【中图分类】O354.5引言2009年6月召开的第4届DPW会议(DPW IV)选择了CRM翼/身/平尾组合体构型(common research model wing-body-horizontal tail configuration, CRM-WBH)作为基准研究模型[1], 该模型分别在NASA Langley的NTF风洞(National Transonic Facility), NASA Ames的11英尺TWT风洞(Transonic Wind Tunnel)和欧洲的ETW风洞(European Transonic Wind Tunnel)开展了风洞试验, 试验结果包括了气动特性、表面压力分布及模型变形测量数据等[2-3], 这些公开发布的试验结果为CFD的验证和确认工作提供了丰富的基础数据. DPW IV多家单位采用CFD方法得到的气动特性计算结果与试验结果的对比分析显示[4], 数值模拟得到的相同迎角下的升力系数普遍大于试验结果, 俯仰力矩系数普遍低于试验结果, 尤其是俯仰力矩系数与试验结果差别明显. 计算模型中没有考虑的试验模型的支撑装置和气动载荷作用下的静气动弹性变形是导致上述差异的主要原因.2012年, Rivers等[5-6]利用NTF风洞试验测量得到的模型变形数据, 采用非结构网格技术和CFD方法研究了风洞试验模型的支撑机构和静气动弹性变形对CRM-WBH构型数值模拟结果的影响, 但此项工作只采用了升力系数等于0.5时的变形测量数据, 而没有考虑试验模型的静气动弹性变形量随来流迎角的变化. 2015年,Keye等[7]采用非结构网格技术和流固耦合方法模拟了CRM-WBH构型的气动特性, 但此项工作中没有考虑模型支撑装置对数值模拟结果的影响.利用DPW组委会提供的CRM-WBH计算模型、结构有限元模型和支撑模型, 基于结构网格技术, 采用CFD方法和流固耦合计算方法开展了包含支撑装置的CRM-WBH模型(CRM-WBHS)数值模拟, 通过与ETW风洞测力、测压和模型变形测量结果的对比分析(试验数据取自http://common research/experimental approach), 研究了模型支撑装置和静气动弹性变形对CRM-WBH模型气动特性数值模拟结果的影响.1 CRM-WBH计算模型与气动计算网格CRM模型是典型的现代运输机构型, 巡航Mach数为0.85, 名义升力系数为0.50, 设计外形的详细参数见文献[1], 本文选择了CRM-WBH构型作为研究对象, 平尾的安装角为0°. CRM模型试验外形模型缩比为 0.027, 基本参数如下: 模型参考面积Sref=0.279 7 m2, 平均气动弦长c=0.189 m, 展长b=1.587 m，梢根比λ=0.275, 展弦比AR=9.0, 1/4弦线后掠角Λc/4= 35.0°. 计算模型见图1.图1 CRM-WBH计算模型Fig. 1 CRM-WBH simulation modelCRM-WBH风洞试验模型采用安装于机身后体的叶片尾撑方式固定于风洞迎角变换装置. 由于风洞试验模型后部的迎角变换装置对气动特性的影响很小[5], 因此本文的数值模拟中, 没有考虑模型支撑后部的迎角变换装置; 同时, 对模型叶片尾撑延伸段进行了局部修型处理以避免底部分离导致的计算收敛困难. 本文将经过上述处理的带支撑装置的CRM-WBH模型标识为CRM-WBHS(见图2).图2 CRM-WBHS 计算模型(局部)Fig. 2 CRM-WBHS simulation model(local) NASA Langley研究中心在互联网上公布了一套采用四面体实体单元离散的CRM 风洞模型结构有限元模型, 整个有限元模型包含约1.4×106个网格节点, 6.8×106个网格单元和8.2×106个自由度. 为与本文的计算构型和风洞试验模型相一致, 本文采用的CRM-WBH结构有限元模型去除了原始有限元模型中的挂架和短舱(见图3).图3 CRM-WBH模型有限元模型Fig. 3 CRM-WBH finite element model2 计算方法本文采用CFD方法和流固耦合(fluid structure coupling, FSC)方法开展了CRM 机翼/机身/平尾组合体气动特性的数值模拟, 以下简要介绍两种计算方法.CFD计算方法: 采用中国空气动力研究与发展中心研发的亚跨超CFD软件平台(TRIsonic Platform, TRIP), TRIP软件经过了系统的验证和确认工作[8-9]. 在本文的研究工作中, Reynolds平均Navier-Stokes方程无黏项离散采用2阶精度MUSCL格式[10], 黏性项离散采用2阶中心格式, 湍流模型采用Menter的SST两方程模型[11], 离散方程组的求解采用LU-SGS方法[12], 采用多重网格技术和大规模并行技术加速收敛. 本文以下的数值计算中, 采用“全湍流”模拟方式, 没有考虑风洞试验的转捩位置.流固耦合计算方法: 流固耦合计算方法主要包含计算流体力学求解模块(CFD)、计算结构力学(computational structural mechanics, CSM)求解模块、耦合界面数据传递和动态网格变形4个主要功能模块, 采用松耦合方式有序组织上述功能模块, 实现复杂飞行器静气动弹性数值模拟. 其中, CFD求解模块, 采用TRIP软件; CSM 计算模块, 采用柔度矩阵方法求解线性结构静力学方程, 获得气动载荷作用下的物面变形; 流固耦合界面数据传递模块, 采用薄板样条(thin plate spline, TPS)插值方法[13]构建CFD计算模块与CSM结构计算模块之间的气动载荷与结构变形传递矩阵; 动态网格变形模块, 采用基于径向基函数(radial basis functions, RBF)[14]与超限插值(transfinite interpolation, TFI)[15]的复合型动态网格变形方法RBF_TFI. 本文以下的流固耦合计算中, 只考虑了机翼变形, 机身和尾翼均采用刚体假设.3 CRM-WBH模型网格收敛性研究根据DPW组织委员会提供的网格生成指导原则, 采用ICEM(Integrated Computer Engineering and Manufacturing Code)软件生成了CRM-WBH构型的极粗、粗、中、细不同网格规模的对接结构网格以开展网格收敛性研究, 为以下的数值模拟提供基础网格. 4套网格的详细信息参见表1, 其中,Nnode表示网格节点总数,nBL,λBL分别表示边界层网格数量和网格增长率,y+为第1层物面网格法向无量纲距离. 图4给出了CRM-WBH模型计算网格拓扑和表面网格(中等). 表1 CRM-WBH构型网格参数Table 1 Grid parameters of CRM-WBH modelgridsNnodenBLλBLy+tiny4 871 232371.2411.34coarse11 546 624491.1781.0medium38 969 856731.1170.67fine92 372 992971.0880.50 图4 CRM-WBH模型网格拓扑及表面网格(中等)Fig. 4 Grid topology and surface grids of CRM-WBH model (medium grid)采用第2节介绍的CFD计算方法开展了固定迎角下的网格收敛性研究. 计算来流条件为:Ma=0.85, 迎角α=3.0°,Re=5.0×106. 表2给出了采用不同密度网格计算得到的CRM-WBH模型的升力系数(CL), 阻力系数(CD)和俯仰力矩系数(Cm), 由表2看出,CL,CD随网格密度的增加而单调变化, 从中等网格到密网格,CL变化0.000 2,CD变化0.000 09;Cm随网格密度的增加呈非单调变化, 从粗网格到密网格,Cm 变化约0.000 4. 以上计算结果说明, 中等网格已基本消除网格依赖性, 满足本文研究要求.表2 CRM-WBH构型的气动特性(α=3.0°)Table 2 Aerodynamic characteristics of CRM-WBH model (α=3.0°)gridsCLCDCmtiny0.587 90.035 44-0.0592coarse0.587 30.034 81-0.058 7medium0.587 10.034 38-0.059 0fine0.586 90.034 29-0.058 84 CRM-WBHS模型数值模拟利用CRM-WBHS模型和风洞试验有限元模型, 采用CFD方法和流固耦合计算方法模拟CRM-WBHS模型的绕流流场, 通过与CRM-WBH模型气动特性计算结果和ETW风洞变形测量、测力和测压试验结果的对比分析, 研究支撑装置、静气动弹性变形对CRM翼/身/平尾组合体数值模拟结果的影响.4.1 计算网格在CRM-WBH模型中等网格的基础上, 构造了CRM-WBHS模型的多块对接结构网格, 局部网格拓扑及表面网格见图5. 为尽量避免网格拓扑和网格分布引起的计算结果差异, 在前机身、翼身结合部、机翼和尾翼附近采用了与CRM-WBH模型相同的网格拓扑及网格分布. 整体计算网格单元数达到6.061×107, 物面第1层网格法向无量纲距离y+≈0.67.图5 CRM-WBHS模型网格拓扑和对称面网格(局部)Fig. 5 Grid topology and surface grids of CRM-WBHS model (local)4.2 静气动弹性变形图6给出了采用流固耦合计算方法得到的CRM-WBHS模型机翼后缘挠度(dy)和扭转角(dθ)随来流迎角的变化, 同时给出了ETW风洞试验的变形测量结果, 其中η为机翼展向无量纲距离. 来流条件为:Ma=0.85,Re=5.0×106,α=0.0～4.0°, 速压q=60.534 kPa, 载荷因子q/E=3.342×10-7. 在相同迎角下, 机翼后缘的挠度和扭转角由翼根到翼梢逐渐增加; 在相同机翼展向站位, 机翼后缘的挠度和扭转角随来流迎角的增加而逐渐增加. 与ETW风洞试验的变形测量结果相比较,α≥3.0°以后, 机翼后缘挠度和扭转角在外翼站位(η=0.6～1.0)略低于试验结果, 但总体而言, 计算结果与试验结果吻合良好. 从以下的分析中可以看出, 机翼静气动弹性变形的上述变化规律将对机翼上的压力分布和气动特性随迎角的变化趋势产生显著影响.(a) dy(b) dθ图6 机翼后缘的挠度和扭转角沿展向位置分布Fig. 6 Spanwise wing bending and twist distributions at wing trailing edge4.3 固定迎角下的压力分布图7给出了Ma=0.85,Re=5.0×106,α=3.0°时, 采用CFD方法(CRM-WBHS_CFD)和流固耦合计算方法(CRM-WBHS_FSC)得到的CRM-WBHS模型机翼4个典型展向位置的压力系数(Cp)分布曲线, 其中横坐标x采用当地弦长无量纲的流向坐标, 同时还给出了CRM-WBH模型CFD计算结果(CRM-WBH_CFD)和ETW风洞试验的测压结果.对比CRM-WBHS_CFD与CRM-WBH_CFD的计算结果可以看出, 模型支撑装置对压力分布的影响从翼根到翼梢一直存在, 使得机翼上翼面的激波位置前移, 对机翼上翼面其它位置和机翼下翼面的压力分布基本没有影响. 从CRM-WBHS_FSC与CRM-WBHS_CFD的对比可以看出, 静气动弹性变形对压力分布的影响由翼根到翼梢逐渐增加. 从靠近翼根站位(η=0.131)直到机翼中部站位(η=0.502), 静气动弹性变形主要使得机翼上表面激波位置略微提前, 对机翼上表面的其它位置和机翼下表面的压力分布基本没有影响; 在η=0.846 站位, 静气动弹性使得上翼面激波位置以前的负压显著下降、激波位置前移, 下翼面50%弦长以前的压力下降; 在靠近翼梢站位(η=0.950), 静气动弹性的影响使得机翼上翼面呈现出明显的双激波结构, 并导致上翼面50%弦长以前负压下降、下翼面50%弦长以前的压力下降. CRM-WBHS_FSC压力分布计算结果更加接近ETW风洞测压试验结果.(a)η=0.131(b)η=0.502(c)η=0.846(d)η=0.950图7 CRM翼/身/平尾组合体典型展向站位压力系数分布Fig. 7 Pressure coefficients distributions at different spanwise locations of CRM wing/body/tail model为进一步考察模型支撑和静气动弹性变形对机翼气动载荷的影响, 图8给出了α=3.0°时, CRM翼/身/平尾组合体模型沿机翼展向剖面升力系数(CLs)分布, 同时给出了ETW的试验结果. 与CRM-WBH_CFD计算结果相比较, 模型支撑装置导致机翼剖面升力系数略微下降; 模型静气动变形使得剖面升力系数显著下降并更接近试验值.图8 CRM翼/身/平尾组合体展向剖面升力系数分布Fig. 8 Spanwise section lift coefficients distributions of CRM wing/body/tail model4.4 气动特性随迎角的变化图9给出了CRM-WBHS模型CFD计算(CRM-WBHS_CFD)和流固耦合计算(CRM-WBHS_FSC)得到的纵向气动特性曲线, 同时还给出了CRM-WBH模型CFD计算结果(CRM-WBH_CFD)以及ETW风洞试验结果. 来流条件为:Ma=0.85,Re=5.0×106,α=0.0～4.0°; 速压q=60.534 kPa, 载荷因子q/E=3.342×10-7.对比CRM-WBHS_CFD与CRM-WBH_CFD可以看出, 模型支撑装置使得升力系数、阻力系数下降, 俯仰力矩系数增加, 升力线斜率基本不变, 模型支撑装置对气动特性计算结果的影响量基本不随迎角变化. CRM-WBHS_FSC与CRM-WBHS_CFD的对比可以看出, 在计算迎角范围内, 静气动弹性变形使得升力系数、阻力系数进一步下降, 俯仰力矩系数进一步增加, 升力线斜率略有减少、静稳定性下降; 静气动弹性变形对升力系数和阻力系数的影响量随迎角的增加而增加;α≤3.0° 时, 静气动弹性对俯仰力矩系数的影响量随迎角的增加而增大,α>3.0° 以后, 影响量随迎角的增加而逐渐减少. 采用流固耦合方法得到的CRM-WBHS模型升力系数和阻力系数的计算结果更加接近试验值; 俯仰力矩系数计算结果与试验结果的吻合程度得到进一步改善, 但依然有较大差距. 数值计算结果与风洞试验结果之间的差异需从风洞试验数据的处理和数值计算方法两个方面进一步开展研究工作.(a)CL(b)CD(c)Cm图9 CRM 翼/身/平尾组合体的气动特性Fig. 9 Aerodynamic characteristics of CRM wing/body/tail model5 结论采用CFD方法和流固耦合方法计算了CRM-WBHS构型的气动特性, 通过与CRM-WBH构型计算结果和ETW风洞试验结果的比较, 研究风洞模型支撑装置和静气动弹性变形对CRM翼/身/平尾组合体气动特性的影响, 主要结论如下: (1)计算模型中包含支撑装置使得机翼上翼面激波位置前移; 机翼展向气动载荷略微下降; 支撑装置对升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的影响量随来流迎角的增加基本是常量.(2)计算模型中包含静气动弹性变形使得内侧机翼上表面激波位置前移, 外侧机翼上表面激波位置前移并导致激波前负压减少, 机翼翼梢上表面激波结构发生变化; 机翼展向气动载荷显著下降; 静气动弹性变形对升力系数和阻力系数的影响量随来流迎角的增加而增加, 对力矩系数的影响量随来流迎角的增加呈非线性变化.(3)计算模型中同时包含模型支撑装置和静气动弹性变形, 显著降低了气动特性计算结果与试验结果之间的差异.致谢感谢张玉伦、王光学、杨小川等同志在TRIP软件并行计算及网格生成方面所作的研究工作.参考文献【相关文献】[1] Vassberg J C, Dehaan M A, Rivers S M, et al. 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30P-30N多段翼型复杂流场数值模拟技术研究
30P-30N多段翼型复杂流场数值模拟技术研究王运涛;王光学;张玉伦【摘要】采用"亚跨超CFD软件平台"(TRlP2.0)数值模拟了30P-30N多段翼型的复杂流场,主要目的是考核湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响.本文通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N-S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了SA一方程湍流模型、SST 两方程湍流模型、不同的转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响.本文的研究结果表明,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对速度型的模拟精度较差;模拟试验的转捩位置可以改善主翼附面层与前缘缝翼边界层尾迹区的模拟精度;采用微吸气技术推迟前缘缝翼的转捩位置,可以进一步提高缝翼尾迹区的数值模拟精度.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2010(028)001【总页数】5页(P99-103)【关键词】TRIP2.0;多段翼型;湍流模型;转捩位置;速度型【作者】王运涛;王光学;张玉伦【作者单位】空气动力学国家重点实验室,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;空气动力学国家重点实验室,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000;空气动力学国家重点实验室,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言随着计算机硬件技术和CFD技术本身的发展,采用基于雷诺平均NS方程(RANS)的数值模拟软件已经可以模拟真实飞行器的复杂外形及全机的复杂流场,包括二维高升力翼型和三维带增升装置的全机构型[1]。
基于RANS方程预测巡航构型气动特性变化趋势和模拟全湍流附着流动的能力已经逐步得到飞行器设计工程师的认可,但高升力构型的数值模拟可信度水平依然很低。
飞行体动力相似模型质量质心质偏测量系统
飞行体动力相似模型质量质心质偏测量系统牛德青;罗凌江【期刊名称】《兵工自动化》【年(卷),期】2013(000)009【摘要】For solving precise measurement problem of quality, centroid and centroidal deviation, put forwards a measurement method by using force balance. Based on quality/ centroid and centroidal deviation measurement principle, use special mechanical equipment and high precision weighting sensor to measure irregular model and analyze technology method of reducing error. The analysis results show that the system has high measurement precision, with practicability, which can be used for high precision aviation dynamic model quality feature measurement.%为解决风洞试验中飞行体动力相似模型质量、质心、质偏高精度测量问题，提出一种利用力平衡原理进行测量的方法。
基于质量/质心及质偏测量原理，通过专用的机械装置配合高精度称重传感器测量不规则模型，并分析了减小误差的技术措施。
分析结果证明：该系统测量精度较高，具有很强的实用性，特别适合高精度要求的飞行动力模型质量特性的测量。
【总页数】2页(P87-88)【作者】牛德青;罗凌江【作者单位】中国兵器工业第五八研究所智能检测技术部，四川绵阳 621000;中国兵器工业第五八研究所智能检测技术部，四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】TJ06【相关文献】1.圆柱体质量、质心和质偏测试方法及误差分析 [J], 董辉平;庄严霞;王晨光2.弹体质量、质心及质偏的新三点测量法 [J], 顾强;李波3.弹体的质量、质心及质偏测试系统 [J], 顾强;张亚;孙运强4.某弹载电子设备质量、质心和质偏设计 [J], 陈福林5.含泥化夹层岩质边坡动力响应特性相似模型试验研究 [J], 闫长斌;李严;黄戡;张彦昌;姚文敏因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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航 空 学 报Ｍａｒ．２５ ２０１７Ｖｏｌ．３８Ｎｏ．３Ａｃｔａ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａ ｅｔ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａ Ｓｉｎｉｃａ ＩＳＳＮ １０００－６８９３ ＣＮ １１－１９２９／Ｖ１２０２９８－１ 收稿日期：２０１６－０４－０７；退修日期：２０１６－０５－２６；录用日期：２０１６－０６－０６；网络出版时间：２０１６－０６－１５ １５：４０网络出版地址：ｗｗｗ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｋｃｍｓ／ｄｅｔａｉｌ／１１．１９２９．Ｖ．２０１６０６１５．１５４０．００２．ｈｔｍｌ基金项目：国家重点研发计划（２０１６ＹＦＢ０２００７００）＊通讯作者．Ｅ－ｍａｉｌ：ｍｄｈ１５７＠１６３．ｃｏｍ引用格式：王运涛，孙岩，孟德虹，等．ＣＲＭ翼身组合体模型高阶精度数值模拟［Ｊ］．航空学报，２０１７，３８（３）：１２０２９８．ＷＡＮＧ Ｙ Ｔ，ＳＵＮＹ，ＭＥＮＧ Ｄ Ｈ，ｅｔ ａｌ．Ｈｉｇｈ－ｏｒｄｅｒ ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ＣＲＭ ｗｉｎｇ－ｂｏｄｙ ｍｏｄｅｌ［Ｊ］．Ａｃｔａ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａ ｅｔ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａ Ｓｉｎｉｃａ，２０１７，３８（３）：１２０２９８．ｈｔｔｐ：／／ｈｋｘｂ．ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ ｈｋｘｂ＠ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎＤＯＩ：１０．７５２７／Ｓ１０００－６８９３．２０１６．０１８５ＣＲＭ翼身组合体模型高阶精度数值模拟王运涛１，孙岩２，孟德虹１，＊，王光学１１．中国空气动力研究与发展中心计算空气动力学研究所，绵阳 ６２１０００２．中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，绵阳 ６２１０００摘 要：基于五阶空间离散精度的ＷＣＮＳ格式，开展了ＣＲＭ翼身组合体模型的高阶精度数值模拟，以评估ＷＣＮＳ格式对复杂外形的模拟能力以及典型运输机巡航构型阻力预测的精度。
首先依照ＤＰＷ组委会提出的网格生成指导原则，利用ＩＣＥＭ软件生成了粗、中、细、极细四套网格，网格规模从“粗网格”的２ ５７８ ６８７个网格点逐渐扩展到“极细网格”的６５ ４６４ ５１１个网格点。
研究了设计升力系数下，网格规模对气动特性、压力分布和翼根后缘局部分离区的影响，采用“中等网格”开展了抖振特性的数值模拟研究。
通过与二阶精度的计算结果、ＤＰＷ Ｖ统计结果和部分试验结果的对比分析，高阶精度数值模拟结果表明，阻力系数计算结果与ＤＰＷ Ｖ统计平均结果吻合较好；网格密度对机翼上表面的激波位置和翼身结合部后缘局部分离区略有影响；迎角为４°时，升力系数下降的主要原因是机翼上表面激波诱导分离区和翼身结合部后缘局部分离区的增加。
关键词：ＲＡＮＳ方程；ＷＣＮＳ格式；ＣＲＭ模型；流场模拟；网格密度；气动特性中图分类号：Ｖ２１１．７ 文献标识码：Ａ 文章编号：１０００－６８９３（２０１７）０３－１２０２９８－０８ ＡＩＡＡ阻力预测会议ＤＰＷ（Ｄｒａｇ ＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎＷｏｒｋｓｈｏｐ）从２００１年发起到现在，已经成功举办了５届［１－５］并持续了十多年时间。
ＤＰＷ系列会议的宗旨是评估基于雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ（ＲＡＮＳ）方程的各种ＣＦＤ（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ ＦｌｕｉｄＤｙｎａｍｉｃｓ）方法在典型运输机构型气动特性预测尤其是阻力预测方面的现状，明确ＣＦＤ技术的发展方向，并逐步建立一个评估ＣＦＤ可信度的国际交流平台。
通过提供标准研究模型、发布基准网格并公开试验数据，ＤＰＷ系列会议的影响日益扩大，获得了世界范围内相关研究机构的广泛参与，积累了丰富的计算数据和试验数据，已经成为ＣＦＤ验证与确认发展历程中最重要的国际合作之一。
第５届ＤＰＷ（ＤＰＷ Ｖ）会议于２０１２年６月在美国路易安娜州的新奥尔良市召开，这次会议采用了与ＤＰＷ ＩＶ相同的ＣＲＭ（Ｃｏｍｍｏｎ Ｒｅ－ｓｅａｒｃｈ Ｍｏｄｅｌ）模型［６］，不同的是，ＤＰＷ Ｖ的研究构型去掉了ＣＲＭ模型的平尾，只包含了机身和机翼，简称为ＣＲＭ－ＷＢ，计算状态包括了网格收敛性研究和抖振特性研究两个方面。
来自世界各地的２２家研究机构共提供了５７组计算结果［５］。
这些基于ＲＡＮＳ方程的计算结果基本上采用了二阶空间离散精度的计算方法，采用三阶离散精度以上差分格式的数值模拟结果尚未见公开报道。
高阶精度格式一直是ＣＦＤ领域的研究热点，但在复杂外形上的应用才刚刚起步［７］。
邓小刚和张涵信［８］提出的ＷＣＮＳ（Ｗｅｉｇｈｔｅｄ Ｃｏｍｐａｃｔ航 空 学 报１２０２９８－２ Ｎｏｎｌｉｎｅａｒ Ｓｃｈｅｍｅ）具有五阶空间离散精度，通过在几何守恒律方面持续不断的研究工作［９］，已经成功应用于典型运输机构型的高阶精度数值模拟［１０－１２］，并取得了良好效果。
本文采用五阶空间离散精度的ＷＣＮＳ格式对ＣＲＭ翼身组合体（ＣＲＭ－ＷＢ）模型开展了高阶精度数值模拟，依据ＤＰＷ Ｖ约定的计算状态，开展了固定升力系数下的网格收敛性研究和固定马赫数下的抖振特性研究，通过与二阶精度计算结果、ＤＰＷ Ｖ的统计结果和相应试验结果的对比分析，进一步确认了ＷＣＮＳ格式模拟典型运输机构型的能力。
１ ＣＲＭ－ＷＢ模型与高阶精度计算方法ＣＲＭ模型由ＮＡＳＡ的亚声速固定翼（ＳＦＷ）空气动力技术研究小组和ＤＰＷ组织委员会合作设计开发，主要目的是为ＣＦＤ的验证和确认工作提供基准外形。
ＣＲＭ模型是典型的现代运输机构型，设计马赫数为０．８５，升力系数为０．５０。
该模型包括了翼身组合体、翼／身／平尾组合体和翼／身／平尾／挂架／吊舱组合体等不同构型，ＤＰＷＶ组委会选择了翼身组合体模型（ＣＲＭ－ＷＢ）做为共同研究模型。
ＣＲＭ－ＷＢ计算构型见图１，计算外形的基本参数见表１，其中Ｓｒｅｆ为参考面积，Ｃｒｅｆ为平均气动弦长，ｂ为展长，λ为梢根比，ＡＲ为展弦比，ｘｒｅｆ、ｙｒｅｆ、ｚｒｅｆ为力矩参考点的坐标。
本文采用有限差分方法离散任意坐标系下的ＲＡＮＳ方程组，控制方程的对流项离散采用五阶精度的ＷＣＮＳ格式，黏性项的离散采用六阶精度中心格式，边界及近边界条件采用单边四阶精度离散，以上方法的详细介绍见文献［１０－１２］；湍流模型采用Ｍｅｎｔｅｒ剪切应力输运（ＳＳＴ）两方程模型［１３］，离散方程组的求解采用ＢＬＵ－ＳＧＳ方法［１４－１５］。
图１ ＣＲＭ－ＷＢ模型Ｆｉｇ．１ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌ 表１ ＣＲＭ－ＷＢ模型几何参数Ｔａｂｌｅ １ Ｇｅｏｍｅｔｒｉｃａｌ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌＰａｒａｍｅｔｅｒ Ａｍｅｒｉｃａｎ ｕｎｉｔ ＳＩ－ｕｎｉｔＳｒｅｆ５９４ ７２０ｉｎ２ ３８３．６９０ｍ２Ｃｒｅｆ２７５．８０ｉｎ ７．００５ ３２ｍｂ ２ ３１３．５ｉｎ ５８．７６２ ９ｍｘｒｅｆ１ ３２５．９ｉｎ ３３．６７７ ８６ｍｙｒｅｆ４６８．７５ｉｎ １１．９０６ ２５ｍｚｒｅｆ１７７．９５ｉｎ ４．５１９ ９３ｍλ０．２７５ ０．２７５ＡＲ ９．０ ９．０２ 高阶精度计算网格为了降低网格差异对数值模拟结果的影响，ＤＰＷ组织委员会给出了网格生成指导原则［４－５］，对网格规模、物面第一层网格高度、边界层网格增长率等网格参数进行了约定，并提供了基准的结构和非结构网格。
由于高阶精度格式对计算网格质量要求更高，本文研究中并没有直接采用ＤＰＷＶ组委会提供的基准网格，而是根据网格生成指导原则，采用ＩＣＥＭ软件重新生成了不同规模的粗、中、细、极细四套多块对接结构网格。
四套网格的详细信息参见表２，其中，Ｎｎｕｍ表示总的网格节点数，ｙ＋为第一层网格法向无量纲距离，ｎＢＬ和λＢＬ分别表示边界层内法向网格数量和网格增长率，Ｎｂｌｏｃｋ表示计算网格块的数量。
图２给出了ＣＲＭ－ＷＢ计算构型的网格拓扑和表面网格（中等），空间网格整体采用Ｈ型网格，在机翼和机身周围分别包了一层Ｏ型网格，用于模拟边界层流动。
表２ ＣＲＭ－ＷＢ模型网格参数Ｔａｂｌｅ ２ Ｇｒｉｄ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌＰａｒａｍｅｔｅｒ Ｃｏａｒｓｅ Ｍｅｄｉｕｍ Ｆｉｎｅ Ｅｘｔｒａ－ｆｉｎｅＮｎｕｍ２ ５７８ ６８７ ８ ４４０ ２２３ １９ ６９９ ９９９ ６５ ４６４ ５１１ｎＢＬ２５ ３７ ４９ ７３ｙ＋１．４２ ０．９４ ０．７１ ０．４７λＢＬ１．４４ １．２７ １．２０ １．１３Ｎｂｌｏｃｋ９５ ９５ ９５ ９５航 空 学 报１２０２９８－３ 图２ ＣＲＭ－ＷＢ模型网格拓扑及表面网格（中等）Ｆｉｇ．２ Ｇｒｉｄ ｔｏｐｏｌｏｇｙ ａｎｄ ｓｕｒｆａｃｅ ｇｒｉｄ ｏｆ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌ（ｍｅｄｉｕｍ ｇｒｉｄ） ３ ＣＡＳＥ１计算结果与讨论ＤＰＷ Ｖ组委会的ＣＡＳＥ１状态主要是开展网格收敛性研究。
采用粗、中、细、极细四套网格和高阶精度计算方法，开展了固定升力系数下网格规模对气动力系数、典型站位压力系数和翼身结合部后缘局部分离区大小等３个方面的影响，计算采用全湍流模拟方式。
来流条件为：Ｍａ＝０．８５，Ｒｅ＝５．０×１０６，ＣＬ＝０．５００±０．００１。
１）气动力系数表３给出了固定升力系数下，采用粗、中、细、极细四套网格得到的ＣＲＭ－ＷＢ组合体的来流迎角α、阻力系数ＣＤ、压差阻力系数ＣＤｐ、摩擦阻力系数ＣＤｆ和俯仰力矩系数Ｃｍ，同时给出了采用二阶精度ＭＵＳＣＬ（Ｍｏｎｏｔｏｎｉｃ Ｕｐｗｉｎｄ Ｓｃｈｅｍｅ ｆｏｒＣｏｎｓｅｒｖａｔｉｏｎ Ｌａｗｓ）格式［１６］的计算结果、风洞试验结果［４，１７］以及采用ＲＥ（Ｒｉｃｈａｒｄｓｏｎ Ｅｘｔｒａｐｏｌａ－ｔｉｏｎ）方法［４］外推得到的网格无关性结果。
从基于粗、中、细、极细四套网格的计算结果来看，采用高阶精度方法得到的固定升力系数下的迎角、阻力系数、俯仰力矩系数均随网格规模的增加而单调变化；而采用二阶精度方法得到的阻力系数随网格规模则出现了非单调的变化。
从基于粗、中、细三套网格的计算结果来看，采用高阶精度方法得到的阻力系数随网格规模增加而单调增加，而采用二阶精度方法得到的阻力系数则随网格规模增加而单调减少，俯仰力矩系数的变化规律一致。
采用外推方法得到的高阶精度阻力系数（０．０２４ ９２）计算结果略高于ＮＡＳＡ Ｌａｎｇｌｅｙ国家跨声速设备（ＮＴＦ）的风洞试验结果（０．０２４ ８９）和Ａｍｅｓ Ｌａｎｇｌｅｙ １１ｆｔ风洞的试验结果（０．０２４ １４），这与文献［５］给出的５６组统计分析结果是一致的（中值为０．０２４ ９６，标准方差为０．０００ ５３）；采用外推方法得到的高阶精度方法俯仰力矩系数（－０．１１２ ５３）计算结果低于两座风洞的试验结果。
表３ ＣＲＭ－ＷＢ模型的气动特性（ＣＬ＝０．５００±０．００１）Ｔａｂｌｅ ３ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ＣＲＭ－ＷＢ ｍｏｄｅｌ（ＣＬ＝０．５００±０．００１）Ｍｅｔｈｏｄα／（°）ＣＤＣＤｐＣＤｆＣｍＦｉｆｔｈ－ｏｒｄｅｒ ＷＣＮＳｓｃｈｅｍｅ Ｃｏａｒｓｅ ２．０８１ ０．０２４ ３０ ０．０１３ ６９ ０．０１０ ６１－０．１２３ ３５Ｍｅｄｉｕｍ ２．１６０ ０．０２４ ５５ ０．０１３ ６２ ０．０１０ ９３－０．１１６ ５４Ｆｉｎｅ ２．１９４ ０．０２４ ７３ ０．０１３ ６４ ０．０１１ ０９－０．１１３ ６７Ｅｘｔｒａ－ｆｉｎｅ ２．２０２ ０．０２４ ９０ ０．０１３ ６２ ０．０１１ ２８－０．１１２ ６８ＲＥ ２．２０３ ０．０２４ ９２ ０．０１３ ６２ ０．０１１ ３０－０．１１２ ５３Ｓｅｃｏｎｄ－ｏｒｄｅｒ ＭＵＳＣＬｓｃｈｅｍｅＣｏａｒｓｅ ２．１２８ ０．０２５ ３４ ０．０１４ ６４ ０．０１０ ７０－０．１２０ ０３Ｍｅｄｉｕｍ ２．１７７ ０．０２５ ０３ ０．０１４ ０９ ０．０１０ ９４－０．１１５ ４０Ｆｉｎｅ ２．２０４ ０．０２５ ０２ ０．０１３ ９４ ０．０１１ ０８－０．１１２ ８７Ｅｘｔｒａ－ｆｉｎｅ ２．２３０ ０．０２５ １８ ０．０１４ ００ ０．０１１ １８－０．１１０ ４５ＲＥ ２．２５１ ０．０１１ ２６－０．１０８ ４８Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｄａｔａｆｒｏｍ Ｒｅｆｓ．［４，１７］ＮＴＦ－１９７ ２．７０９ ０．０２４ ８９－０．０６３ １３Ａｍｅｓ－２１６ ２．７３９ ０．０２４ １４－０．０６２ ９２航 空 学 报１２０２９８－４ Ｒｉｖｅｒｓ和Ｈｕｎｔｅｒ等［１８－１９］采用非结构网格技术研究了风洞试验模型的支撑机构和模型静气动弹性变形对ＣＲＭ翼／身／平尾组合体（ＣＲＭ－ＷＢＨ）构型数值模拟结果的影响，Ｓｃｌａｆａｎｉ等［２０］采用重叠网格技术研究了固定转捩和模型静气动弹性变形对ＣＲＭ翼身组合体（ＣＲＭ－ＷＢ）构型数值模拟结果的影响。