基于多软件的STK模型转换应用研究

针对STK(Satellite Tool Kit)/VO模块中所使用三维模型格式(*.mdl)的特殊性,首先阐述了转换STK模型的途径,接着就如何利用各种3D模型制作和转换软件,将通用格式的三维模型转换成STK模型进行方法分析,重点研究了在国内应用广泛的*.max格式模型向STK模型的转换。     

两种湍流模型及其可压缩修正在高超压缩拐角中的评估(英文)

采用在高阶精度差分格式对SA湍流模型和SST湍流模型及相应的可压缩修正模型在高超拐角流中进行了评估。可压缩修正方式考虑了密度梯度、压力膨胀和湍流马赫数等方法。为了减小数值误差与模型误差之间的混淆,控制方程的对流项采用了5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5),粘性项采用了一种半结点/结点交错的4阶中心格式。通过对马赫数为9.22的15度拐角和34度拐角湍流的模拟,考察了原始湍流模型及其修正模型的效果。计算表明:原始SST模型对高超拐角湍流的预测比原始SA模型准确,这种准确主要体现在对分离区预测、再附点附近压力和热流峰值预测上。通过混合采用Catris和Shur等的方法对 SA模型进行可压缩修正可以大大改进模拟效果。在SST模型的可压缩修正方法中,Catris的修正方法最好;考虑压力膨胀修正后得到的分离区远远偏大,比本原始SST模型更差;考虑湍流马赫数的修正方法得到的分离区偏小。本文还给了部分低阶格式的计算结果,高阶格式与低阶格式相比,对分离区大小、再附点附近的压力和热流峰值等的预测准度有所改进。     

基于自适应代理模型的气动优化方法

气动优化设计中,为了减少优化系统的计算周期,提高搜索效率,引入结构简单、计算量较小的代理模型,而运用有效的插值和选样方法(自适应选样)可以大大减少建立代理模型的时间。因此本文提出了一种基于自适应代理模型的气动优化方法。首先对自适应代理模型进行研究,建立了 Kriging 自适应代理模型和支持向量回归自适应代理模型,这两种自适应代理模型在相同样本点情况下比一般代理模型拥有更高的预测能力,然后将这其应用到翼型优化设计中,取得了良好的优化效果,从而表明这两种自适应代理模型不仅简单实用,而且明显提高了气动分析的计算效率。     

高阶精度格式WCNS在三角翼大攻角模拟中的应用研究

采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)数值模拟了65°三角翼的大攻角绕流流场,主要目的是考核高阶精度格式WCNS在大攻角旋涡流动方面以及跨声速流场的激波附面层干扰、涡破裂位置的模拟能力,重点研究不同网格规模和湍流模型对尖前缘三角翼涡系之间的相互作用的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均N-S方程,采用5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5)和多块对接结构网格技术,两种湍流模型分别是一方程SA和两方程SST湍流模型,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了WCNS-E-5格式在跨声速大攻角旋涡流动中的表现,以及不同网格规模、两种湍流模型对主涡二次涡相互作用、涡破裂位置和表面压力分布的影响。本文的研究结果表明,高阶精度格式WCNS-E-5能成功应用于三角翼的跨声速大攻角流动,网格规模的增加进一步提高流场分辨率,SST湍流模型相对SA湍流模型在三角翼大攻角流动中具有更好的适用性。     

超声速横喷干扰湍流场数值模拟

本文探讨了超声速平板横向喷流干扰湍流流场的数值模拟方法。分别采用Roe、Harten-Yee及AUSM 格式对三维雷诺平均Navier-Stokes方程进行离散,湍流模拟应用Baldwin-Lomax代数模型,讨论了B-L模型中Fy最大值的不同选取方式。分析了数值格式、网格划分对计算结果的影响。将来流马赫数为5、喷流马赫数为3的实验结果与计算结果进行比较,选择了与实验符合较好的数值模拟方法,为进一步利用数值计算方法研究喷流干扰流场特性奠定基础。     

中继卫星星间天线指向误差传播率研究

基于中继卫星星间天线对用户航天器的跟踪规律,建立了准确的误差传递模型,并对分析结果进行了仿真验证。文中首先定义了误差传递模型所需的各类坐标系;然后使用微分方法分别建立了中继卫星轨道误差传递模型、中继卫星姿态误差传递模型,分析了滚动角、俯仰角和偏航角与指向精度之间的关系,以及位置保持控制对指向精度的影响;最后借助于STK软件的轨道计算功能,使用蒙特卡罗方法进行数学仿真,仿真结果验证了误差传递模型的准确性。     

锥导乘波体气动代理建模方法研究

传统的气动计算方法计算繁琐、计算效率低,不适应于乘波体多学科设计优化,通过建立气动代理模型可以很好地解决气动计算精度和效率的矛盾.利用面元法进行气动估算,采集了锥导乘波体在设计点、非设计点的气动特性作为训练数据,构建了Kriging和LS-SVM代理模型,对比了两种模型对此高维问题的代理效果.结果表明,Kriging代理模型能更准确地表达锥导乘波体的气动特性,应用代理模型进行优化等工作的计算效率与传统气动计算方法相比有显著的提高.     

基于STK的小卫星轨道交会设计研究

利用球面三角形的几何关系进行了基于STK(卫星工具包)的小卫星轨道交会的规划和设计。采用一种较为方便的轨道交会设计方法,并使用功能强大的专业STK软件来仿真和演示,取得了良好的仿真效果,能够较好地满足航天器轨道交会设计的要求,对于其它类型的轨道规划有一定的借鉴作用,为各种航天器的仿真研究提供了一种新的方法。     

SLAU格式在大涡模拟方法中的应用

采用格心格式的有限体积法求解三维大涡模拟控制方程,成功地将最新改进的SLAU格式推广到大涡数值模拟方法中。SLAU格式的空间重构方式采用五阶WENO格式,时间推进采用LU-SGS隐式时间推进。湍流模式为最新提出的基于随机分析的动态亚格子模型。计算了圆柱绕流、NACA4412翼型绕流、NACA0012翼型绕流三个算例,分别从可压缩较大迎角翼型绕流、可压缩跨音速翼型绕流以及不可压缩低马赫数圆柱绕流三个方面验证了将SLAU格式应用到湍流大涡数值模拟计算中的可行性。结果表明,结合SLAU格式的大涡模拟方法可以达到较好的数值模拟效果,同时间接检验了基于随机分析的动态亚格子模型的数值模拟效果。     

两种差分格式和两种湍流模型在轴对称冲击射流数值计算中的比较

用延迟修正QUICK和乘方两种差分格式，结合标准k-ε模型和一种基于重正化群（RNG）思想的k-ε模型，对半封闭轴对称涡流冲击射流场进行了数值模拟。通过与实验结果的比较，考察了两种差分格式对计算结果的影响，并讨论了两种湍流模型对冲击射流场的数值预测能力。研究表明：当都采用标准k-ε模型时，QUICK格式得到的结果比乘方格式更接近于实验值，尤其对湍流能分布；当都采用QUICK格式时，RNG k-ε模型的预测值比标准k-ε模型更准确。     

湍流模型在民机跨声速绕流计算的应用

针对民机构型DLR-F6翼身组合体,研究了不同湍流模型对气动特性和流场特征的影响.控制方程采用全场三维可压、雷诺平均的Navier-Stokes方程；计算格式采用Jameson中心有限体积、多步Runge-Kutta时间步长格式进行求解；湍流模型分别采用EARSMk-ω模型、Spalart-Allmaras(S-A)模型、SST模型、Standardk-ω(STDk-ω)模型、Low-Reynolds Numberk-ω(LRNk-ω)模型.通过对巡航状态的计算研究,分析了五种湍流模型在翼身结合处气流分离的特点,为工程应用提供了一定的借鉴意义.     

UDMH/NTO火箭发动机尾焰流场特性数值仿真

采用AUSM(advection upstream splitting method)空间离散格式,探究了常用的3种k-ε湍流模型和2阶、3阶迎风格式对激波捕捉效果的影响。采用标准k-ε双方程模型和2阶迎风格式对不同高度和不同来流马赫数下的偏二甲肼/四氧化二氮(UDMH/NTO)火箭发动机尾焰流场进行喷管-尾焰流场一体化仿真。复燃反应采用12组分18步化学反应模型,喷管入口参数由热力计算给出。结果表明:随着来流马赫数的增加,波节数逐渐降低;随着飞行高度的上升,尾焰影响区域逐渐扩大;复燃反应造成混合区中的O2、N2质量分数大幅下降,而混合区中O、OH、NO质量分数则有所上升。      

智能产品数据服务环境

提出了一种支持复杂工程系统多学科协同设计优化的产品数据管理方法,以及一种基于系统优化任务的智能产品模型的数据组织模式。通过工程控制结构模型,定义了产品优化任务,为设计任务自顶向下地进行产品模型控制提供了途径。利用产品主模型技术实现数据的完整性,通过设计任务的语境模型产生数据高保真的分析视图,并通过关联数据环境实现了产品主模型和分析模型的一致性。     

NACA4412翼型低速绕流数值计算中湍流模型对比

使用Spalart-Allmaras(S-A)、SSTk-ω、Gao-Yong 3种湍流模型对NACA4412翼型低速绕流进行了数值计算,研究了尾迹流动松弛效应。对流项采用Roe格式离散,扩散项采用二阶中心格式离散,离散后的控制方程用多步Runge-Kutta显示时间推进法求解。计算中对翼型尾缘流松弛效应进行了分析,比较了翼型表面压力系数、速度剖面、雷诺应力等的分布,3种湍流模型总体上能够较好地模拟NACA4412翼型低速绕流。SSTk-ω模型对流动细节及升力系数计算最好,Gao-Yong模型对翼型平均速度剖面及雷诺剪切应力分布计算最准确。     

熵判别粒子群优化算法在发动机模型修正中的应用

因生产、安装工艺差别导致单台发动机部件特性的差异,使得模型计算结果与单台发动机的性能差异较大,提出了一种基于熵判别粒子群优化算法.通过判别粒子群的熵值,调整种群的多样性,对适应度差的粒子进行迁移,克服了易陷入局部极小点的缺陷.从仿真结果可知:基于熵判别粒子群优化算法的修正效果显然优于影响系数矩阵的修正方法.经验证,模型修正后的低压涡轮出口温度等8个目标性能参数的误差在1%以内,达到较好的修正效果,使单台发动机模型能够与真实发动机进行匹配.      

基于ordered-EAMP模型的多材料传热结构拓扑优化

基于多材料变密度拓扑优化方法提出了一种密度指数函数插值的有序多材料性能近似(ordered exponential approximation of material properties,ordered-EAMP)模型,数学性质以及算例表明,与传统的SIMP/RAMP插值相比,该模型具有计算稳定,收敛速度快,优化结构灰度单元少的特点。在优化准则(OC)法求解变密度拓扑优化模型时,构造了一种适用于多材料的密度过滤格式,算例表明:可以有效减少灰度单元,且降低了优化的目标函数值。运用MATLAB-ANSYS联合优化,实现三类热边界条件下复杂热环境的多材料传热结构拓扑优化。相比于高热传导系数的单材料结构,多材料传热拓扑优化结构由于各种热传导系数材料的优化分布,结构的传热势容耗散更小,算例4中对比分析降低了20.3%,传热效率更高。      

基于代理模型的高超声速飞行器外形参数优化

针对高超声速飞行器分析复杂且难度较大,提出了一种代理模型的构建方法,使用代理模型近似替代性能分析与优化过程中含有复杂学科耦合的机理模型。根据巡航任务需求,确定了优化目标为静动态性能最优与模型差异最小。使用灵敏度分析的方法,建立了代理模型。将代理模型进行静动态性能分析,并与机理模型配平结果进行了对比验证,发现两个模型的配平特性趋势是完全一致的,迎角的数值差不足3%,升降舵偏转角的数值差仅在前体下倾角较大时偏大,约为20%。基于构建的代理模型与优化的性能指标,对模型的外形参数进行了配平性能优化与间隙度量优化,并与机理模型的优化结果与优化效率进行对比,发现两者结果相差不足2%,但使用代理模型的优化效率提高了456%,证明了基于代理模型的优化可以在确保精度的基础上提高优化效率。      

基于STK的卫星视景仿真软件的设计与实现

基于STK和STK/Connect模块构建了卫星实时仿真系统框架。以VC＋＋6.0为平台开发了卫星实时视景仿真软件,并详细给出了VC和STK集成、仿真数据的发送解析、仿真时间同步等关键技术的实现步骤。该软件利用UDP/IP协议接收数值仿真机广播的卫星仿真数据并进行解析,通过STK/Connect模块发送指令,实时驱动STK进行二维和三维视景渲染,实现了卫星在轨运行状态的实时视景显示。     

基于伴随算子的翼尖小翼优化设计

采用基于伴随算子的优化设计方法,对跨音速翼尖小翼进行了优化设计。其中,采用基于多块结构网格的流场解算器计算气动力。解算器的空间离散采用Osher格式,湍流模型采用k-ω两方程模型。优化设计结果表明,采用优化设计后的翼尖小翼,能改善机翼的气动特性,在巡航状态下翼尖小翼能增加机翼的升阻比5.8%,从数值计算的角度表明了方法的有效性。     

基于多代理模型的航空发动机建模及优化方法

为了进一步提高航空发动机建模及优化方法的性能,本文提出了一种基于多代理模型技术的建模及优化方法。本文首先提出了一种新的代理模型全局误差估计方法,以此建立了新的多代理模型建模方法。然后提出了一种组合模型预测偏差估计方法,以此发展了一种基于多代理模型技术的优化方法。6个不同维度及不同训练集大小的解析测试算例的结果表明,本文所发展的建模方法相较于现有方法精度更高,本文所发展的优化方法相较于经典代理模型优化方法算法收敛性更强。同时变循环发动机稳态性能建模及加速燃油控制规律优化实例表明,本文所发展的方法在处理实际工程问题时,依旧可以表现出良好的算法性能。