三次样条插值法在气动导数计算中的应用

在飞行仿真建模过程中,快速、精确的气动导数查寻可以提高仿真系统的实时性和逼真性。在研究大量现有气动导数查寻方法的基础上,提出了一种运用三次样条法、双三次样条法进行气动导数查寻的新思路,该方法不仅避免了以往线性插值的"局部性",提高了计算结果的精度,而且还克服了函数(多项式)拟合法导致动力学模型通用性差的缺陷。仿真实验表明,该方法在气动力和气动力矩的计算中是有效的、可行的。     

样条函数在估算飞机气动参数中的应用

根据气动参数估算的需要，分析了样条函数的基本概念，方程及三次插值样条函数在参数估算中的应用，以某歼击机全机平衡升力线斜率对马赫数的偏导数为例，用三次插值样条函数对其进行了估算。     

二维插值法在复杂条件下舰载雷达探测距离计算中的应用

介绍了在考虑云、雨等天气影响和海杂波干扰环境下舰载雷达探测距离的计算方法.在计算云、雨衰减率的过程中使用了二维插值法,对不同的二维插值法进行了仿真运算和比较.     

估算飞机气动导数的多维最小二乘方法研究

给出了多维最小二乘法拟合经验曲线的格式.在基于总体布局参数的飞机操稳特性研究中,有些气动参数的估算还处于经验曲线阶段,本文用最小二乘法曲线拟合原理和空间多维理论建立了曲线的数学模型,尤其在开发软件过程中,利用所建立的数学模型可以更加简单、快速的估算飞机气动导数.最后对多种型号飞机进行算例分析,并与计算流体动力学(CFD)方法所求的气动导数、实际飞行试验数据进行对比,结果表明,用此方法对经验曲线所建立的数学模型,在飞机的气动导数估算中,其结果是合理可行的.     

桥梁断面的气动导数和颤振临界风速的数值计算

选取有代表性的大海带东桥、南京二桥流线型闭口箱梁断面和荆沙桥钝头开口板梁断面,用动网格法考虑流体和结构的耦合作用,用有限单元法求解原始变量二维不可压粘性流体的Ｎ－Ｓ方程,计算其气动导数,并用半逆解法确定颤振临界风速。计算结果和实验值相当吻合。     

直升机气动与操纵导数的频域辨识方法研究

对频域辨识求取直升机气动与操纵导数方法进行了探索与研究。建立了直升机横航向运动辨识数学模型,并介绍了频域辨识原理;利用直升机模拟器横向扫频飞行测试数据,进行了直升机横航向气动与操纵导数辨识,并对辨识结果进行了时域验证。结果表明,所建立的频域辨识方法正确、可行,具有一定的工程应用价值。     

用于气动导数辨识的试飞数据处理方法研究

飞行试验的测量环境十分复杂,未经处理的试飞数据直接用于飞机的气动导数辨识会降低辨识精度,甚至导致辨识的迭代过程发散或收敛到错误值。提出一套从野值剔除、数据平滑、时延修正到相容性检验的试飞数据处理方法,并将其应用到真实试飞数据的气动导数辨识中,通过对比分析数据处理前后的辨识过程和辨识结果,验证了本文提出的数据处理方法在改善辨识过程收敛特性和提高辨识精度上的有效性。     

大迎角气动导数对飞机横航向飞行品质的影响

以第三代战斗机为例,采用等效系统方法,通过计算并讨论飞行品质指标滚转模态时间常数(Tr),荷兰滚模态的阻尼比(ζn)和频率(ωn)及驾驶员座位处的侧向加速度(ayp)随气动导数的改变特征,研究在失速迎角前大迎角气动导数对具有现代控制系统的飞机横航向飞行品质的影响.结果表明,气动导数Cιδα和Clp主要影响Tr及ayp;Cnδr,Cnr,Cnβ及Cyβ主要影响ζn或ωn;Cιβ的影响相对较小.     

曲面样条函数在翼面气动载荷处理中的应用

介绍了利用曲面样条函数进行翼面气动压强系数Cp插值，将气动载荷方便快捷地处理成有限元节点载荷的计算方法。     

集中涡法在计算旋成体大迎角气动特性中的应用

本文用集中涡法计算了尖头旋成体在大迎角时的气动特性。基于实验数据,选取了一组比较合适的自由积分参数,建立了初始分离角和雷诺数之间的经验关系式,从而在计算中较好地考虑了雷诺数的影响。马赫数的影响是通过Gthert法则进行修正予以考虑的。旋涡运动的微分方程组是用变步长的四阶龙格-库塔法来求解的。根据不同的积分位置分别选择三种不同的积分初始步长,以提高计算速度。本文对F_3A16和F3.5A7两种模型作了计算,计算结果和实验结果吻合得较好。     

刚度导数法在含裂纹铆接加筋板应力强度因子计算中的应用

本文探讨了刚度导数法用于含裂纹铆接加筋板应力强度因子计算的问题。提出了选取对刚度导数矩阵有贡献元素的一种新方法,成功地解决了裂尖位于筋条轴线附近时,采用刚度导数法计算应力强度因子的困难。算例结果表明,本文提出的方法是正确有效的。文中还阐述了刚度方程降阶的方法,这种方法对于应用小容量计算机求解较大的结构分析问题,有一定的参考价值。     

DCS5在计算气动声学中的应用研究

对流项采用五阶线性耗散紧致格式(DCS5)离散,粘性项采用6阶中心紧致格式离散,时间项采用5级5阶龙格-库塔时间推进格式求解流体动力学方程组,并由此建立近声场的直接模拟方法。为了应用结构网格在复杂几何形状条件下对流场进行计算,发展了高精度的多块特征对接边界技术。完成了低速无粘振荡圆柱和粘性圆柱绕流等标准计算声学算例,获得了令人满意的结果。     

利用CFD计算技术进行机翼模型气动特性分析

计算流体动力学方法（CFD）已经成为空气动力学领域重要的计算方法。利用该方法进行机翼模型Naca0012的数值模拟,包括计算模型的气动力系数以及气动导数。采用了效果很好的新型网格控制算法,通过自有程序处理流固耦合边界问题以及商用软件的求解器模块进行整体区域的数值计算。在证明了方法的有效性之后,又通过多种振幅奈件下的数值模拟结果,对以往广泛采用的理论方法的有效性进行了探讨,研究了机翼模型气动导数随振幅变化而变化的情况。     

计算流体力学在气动-声学风洞设计中的应用

传统的气动-声学风洞设计一般参考现有风洞设计经验和沿用工程估算方法,风洞各主要部件的设计依据均来自前人大量实验的归纳统计结果.本文使用计算流体力学方法(CFD)对气动-声学模型风洞流场进行模拟,得到最大喷口速度下,流道各部件压力损失系数和关键截面的流场分布.结合模型风洞实验结果,比较了某一速度工况下,实验段轴向静压系数变化和收集口出口的速度分布.CFD结果与模型风洞实验结果的一致性,表明CFD作为一种新方法,能够应用于气动-声学风洞设计中.     

样条函数法在薄板弯曲中的应用

 <正> Large deflection bending problems of perfect and initially imperfect thin plates arc analysed by spline function method. The cubic spline is used as the interpolating functions, of the displacement components u, v and w. Formulas for dealing with usual boundary conditions arc given. Several examples arc given in the end of the papcr..In comparison with FEM, the spline function method has the following adavantagcs; higher accuracy, less preparatory work of the program and shorter CPU time.     

旋转钝锥高超声速自由飞气动导数非对称性北大核心CSCD

分别从采用轴对称假设和考虑非对称性的角运动方程出发,通过对高超声速下(M=6)10°半锥角旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行气动参数辨识,对旋转钝锥高超声速自由飞行状态下气动导数的非对称性问题进行了分析。通过对比辨识曲线与观测值的重合性,证明轴对称旋转飞行器存在气动导数非对称的问题,其动导数和Magnus力矩导数均存在较明显的非对称性,动导数的非对称性尤其严重,而静导数的对称性则较好。进一步分析发现气动导数的非对称性对旋转飞行器的瞬态角运动、及总迎角的峰、谷值及相位均存在明显影响,采用轴对称假设而获得的瞬态角运动将存在一定误差。旋转飞行器气动导数非对称性的影响不可忽略。     

航空发动机整机二维气动热力数值模拟

研究了用于航空发动机整机数值仿真的含粘性力项的二维欧拉流动模型,进行了整机流场数值仿真。用代数和椭圆形偏微分方程混合方法分别生成叶栅通道和燃烧室内贴体坐标网格;分别针对压气机转子、静子和涡轮叶栅,定义了三种不同损失系数;采用高阶精度Godunov格式和时间推进法,交替使用显/隐格式,收敛速度快,计算准确度高。计算了某双轴涡扇发动机设计点的整机性能与部件性能,计算结果与设计数据相吻合,分析整机仿真计算得出的流场参数分布,可以更好的了解流场细节。数值试验表明,建立的程序可以预测发动机稳态条件下的整机性能以及用于发动机的设计与改进,奠定了二维数值试验台建设的基础。     

遗传算法在机翼气动优化设计中的应用

把最优化方法与机翼的气动力求解相结合,进行跨音速机翼的气动优化设计。采用最优化方法为遗传算法,机翼的气动力由三维欧拉方程的数值解来提供。与基准机翼相比较,优化设计的机翼其气动性能有较大幅度的提高,表明遗传算法在机翼优化设计中的可行性和有效性     

基于全局灵敏度分析的侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响

考虑飞行载荷计算中使用的气动导数存在不确定性,利用基于方差的全局灵敏度分析(GSA)方法,结合偏航机动的动力学模型,分析了侧向气动导数不确定性对侧向飞行载荷的影响。以某型飞机为例,运用该方法得到侧向气动导数的全局灵敏度排序。结果表明:侧滑角、阻尼贡献的垂尾侧向载荷及垂尾侧向总载荷受全机侧力系数对侧滑角导数的影响最大,受航向静稳定导数及方向舵操纵效能的影响次之;方向舵偏度贡献的垂尾侧向载荷只受全机侧力系数对方向舵偏度导数的影响;无尾飞机侧向载荷主要受航向静稳定导数、方向舵操纵效能及无尾飞机侧力系数对侧滑角导数的影响;偏航阻尼导数基本不影响各侧向飞行载荷。同时也验证了方法的有效性,对提高飞行载荷的计算精度有一定的指导意义。     

无网格方法关于导数计算的程序验证

为了提高无网格方法对空间导数的数值计算能力,提出并论证了新的适用于直角坐标系、柱坐标系和球坐标系的空间导数无网格算法。基于数值解与理论解的对比分析,对数值误差和收敛性进行了后验评估。评估结果表明:该算法对函数和导数的估计均为2阶精度,支撑域尺度对数值误差的大小有一定影响,但不影响数值计算的精度等级。在离散尺度h为0.01的条件下,对所选函数及其导数的数值计算相对误差不大于0.65%。