基于湍流模型的飞行器温度场数值仿真研究

飞行器红外成像仿真需要不同飞行条件下的温度场分布。本文利用标准(Standard)k ε模型、剪切应力传输(SST)k ε模型和Spalart Allmaras(S A)模型分别进行数值模拟仿真计算,研究不同飞行速度和飞行高度下的飞行器温度场分布,并对不同模型的结果进行对比分析。首先,利用MultiGen Creator软件对飞行器进行三维建模;其次采用Hypemesh软件和Fluentmeshing软件中进行面网格划分和体网格划分,最后采用Fluent 2022R1软件仿真飞行器静态温度场分布,通过改变湍流模型与边界条件设置,对不同飞行速度和不同高度下飞行器温度场进行数值模拟仿真,并与理论结果进行了对比分析。实验结果显示,3种湍流模型均能较好的模拟飞行器蒙皮与尾喷管内壁壁面温度值。飞行器蒙皮温度随着飞行马赫数的增加不断升高;随着飞行高度的升高而不断地降低,与理论结果变化规律一致。在尾喷管内壁面温度仿真中,3种湍流模型仿真的内壁面温度最高相差21 K,相对误差在18左右,在红外仿真中近似忽略不计,故3种湍流模型均适合尾喷管内壁面温度场仿真。在蒙皮温度场仿真中,3种湍流模型仿真计算的蒙皮平均温度值与理论温度值的相对误差均在5以内,均可满足红外成像仿真的温度差值要求,其中k ε模型在蒙皮温度场模拟中与理论温度值最为接近,因此k ε模型精度更高,更适合于飞行器的流场仿真,能更好地仿真出空气动力加热对飞行器温度场的影响。     

跨音速大攻角电视制导炸弹绕流流场数值分析

应用计算流体力学的理论方法,对某型电跨音速大攻角电视制导炸弹绕流流场及其空气动力特性展开数值分析。其中,控制方程为雷诺平均的可压缩Navier-Stokes方程,湍流模型采用标准k-ε两方程模型,数值格式为二阶迎风格式。利用Gambit2.2软件对电视制导炸弹及其绕流流场进行三维建模,使用Fluent6.2软件对电视制导炸弹在亚、跨、超音速以及不同攻角条件下的三维流场进行数值模拟,得到相应的压力分布图、温度分布图、马赫数分布图,以及电视制导炸弹的阻力系数曲线和升力系数曲线。分析绕流流场结构规律,为进一步的等离子体激励改善电视制导炸弹气动特性设计提供参考和依据。     

内通道流场与光场能量耦合的数值模拟

对内通道中的热晕效应问题,完整求解流场与光场的能量耦合方程是一个非常有意义而又亟待解决的研究课题。借助流体力学模拟软件Fluent,通过解耦求解光传输方程和流体力学方程的方法,建立了较为完整的流场与光场耦合相互作用仿真平台。编写用户自定义函数,完成初始流场参数的读取,并进行光传输计算;将计算得到的光能以能量源项的形式添加到流场能量方程中去;借助现有的流场分析软件Fluent,对流场方程进行求解,并转入下一时间步的计算。对横截面为圆形的直管道结构,理论近似计算得到的结果与数值仿真平台计算得到的结果基本一致。     

船载卫星天线风载特性数值分析

论述了利用计算流体动力学数值计算方法分析抛物面天线风载的原理。采用基于Reynolds时均N-S方程K-Omiga湍流模型对抛物面天线表面风压进行数值模拟,得到了天线表面风压、风速分布情况,并分析了风压、风速在天线正面和背面的分布特性。在此基础上,计算了层流、K_Epsilon、RNK_Epsilon和LES大涡模拟等湍流模型的数值模拟结果,分析不同湍流模型对风阻的影响,同时阐述了不同风速与风载、风载系数的关系。     

基于抛物方程法的对流层散射通信信道建模及分析

为了分析实际应用场景中的气象环境因素对对流层散射通信性能的影响,采用抛物方程法结合湍流大气结构模型构建了对流层散射信道模型,并利用其计算了对流层散射传输损耗与信号快衰落分布,结果与ITU模型结果和理论快衰落分布曲线一致.在此基础上推导了散射信道在QPSK调制下的误码率,对实际传播场景下的散射通信链路进行了电磁建模和仿真计算,并分析了不同气象环境因素对误码率的影响.仿真结果表明：当通信距离较远时,信号服从瑞利分布,此时环境对误码率的影响较小;随着通信距离变近,源自某一散射体路径的信号功率会增强,信号可能出现莱斯分布,此时误码率随环境因素改变出现较大波动;通信距离相同时,在高温和潮湿气候下湍流活动较强,电波传输损耗较小,可实现较好的通信效果.     

利用光束抖动反演横向风速垂直分布的研究

湍流冻结条件下,利用两个位置探测抖动信号的时空交叉相关函数,提出了反演横向风速垂直分布的理论模型.该模型的两个参数分别为湍流廓线和相关函数在延迟时间为0处的导数.假定横向风速满足高斯模型,采用遗传算法进行数值仿真.通过对两种典型湍流模型进行反演计算,发现反演的风廓线和理论风廓线一致性好,相对误差不超过3.3％和1.6％.改变湍流廓线的特征高度并进行反演计算,结果表明湍流强度存在较大误差时,该模型仍可用于低层横向风速垂直分布的反演.     

分层等离子体包覆飞行器天线性能一体化分析

提出了一种适用于分层等离子体鞘套、高超声速飞行器以及天线一体化求解的修正多层薄介质片(Multi-Layer Thin Dielectric Sheet,ML-TDS)方法.该方法只需在相关参考面上进行面剖分,避免了对覆盖于机体表面等离子体的海量体剖分,从而大幅降低了待求未知量和计算量.详细介绍了修正ML-TDS方法,通过与体面积分方程方法和面积分方程方法的对比展示了其在分析分层等离子体鞘套覆盖下天线辐射特性问题中的优势.基于高速飞行器表面等离子体鞘套和天线间的互耦模型,分别计算了飞行器上单天线和双天线在等离子体鞘套和飞行器平台影响下的辐射特性.该方法可对等离子体鞘套包覆的飞行器和天线实现一体化的建模和计算,数值结果准确,计算复杂度低,是研究分层等离子体鞘套电磁效应较为便捷的数值分析工具.     

基于Fluent的飞行器流场建模与红外辐射特性分析

以某型战斗机为研究对象,通过三维建模与网格划分过程建立飞机的流场计算模型,基于商用CFD软件ANSYS Fluent 16.0对飞机的外流场特性进行数值模拟。计算中利用太阳射线追踪算法综合考虑了太阳辐射对机身温度场的影响,采用离散坐标法（DO辐射模型）对辐射传输方程进行耦合迭代计算,利用不带化学反应的组分输运模型（Species Transport Model）模拟燃烧后高温尾焰喷射过程,获得了飞机外流场的温度、浓度及尾流组分分布数据。简要分析了太阳辐射对温度场变化的影响,飞行马赫数对流场红外辐射的影响以及尾焰流场分布情况。分析表明:太阳辐射对蒙皮加热较小,最高升温效果仅为5 K左右,随马赫数的增加飞行器机身背部与腹部红外辐射强度差异明显,最高时腹部辐射强度为机身最大辐射强度2倍左右,激波作用下尾焰后方会出现最高450 K和580 K两个间断的核心高温区域,尾焰红外辐射强度分布符合梨形特征分布趋势。     

前置螺旋桨安放位置对机翼气动特性的影响研究

利用UG对机翼和不同安放位置的螺旋桨进行三维建模,通过ICEM前处理软件生成更高质量的仿真网格,运用Fluent仿真软件,采用MRF方法,使用S-A湍流模型对螺旋桨安放不同位置下机翼气动特性的影响进行对比和研究。结果表明,螺旋桨的存在改变了机翼表面的压力分布,会对升阻力、零攻角力矩有一定影响,这种影响随攻角增大而变得显著,最后获得合适的螺旋桨安放位置及相应安放位置下的机翼气动特性。     

基于FEKO 隐身飞机目标建模及探测仿真研究

针对商业电磁计算软件FEKO 具有多种数据导入接口的特点,首先利用Ansys 软件和Hypermesh 软件进行精细化建模,结合所建立的飞机模型选择合适的电磁计算方法仿真分析了典型隐身飞机目标F-22 的雷达散射截面(RCS)特性;然后,通过POSTFEKO 模块构建了目标的RCS 数据库;最后,从单基地雷达方程出发,分别从不同飞行高度、不同探测距离两个方面仿真计算了单基地雷达对隐身飞机目标F-22 的探测范围。该研究方法为建立军事目标特性数字化系统提供了理论分析和数据支撑。