一种混合型四阶格式、基于特征的边界条件及其应用

本文描述并应用差分格式的构造原则,采用了时空转换的格式构造方法构造了一个四阶精度的差分格式,文中还进一步提出将四阶格式和二阶ＮＮＤ格式混合的方法,即在光滑区格式保持四阶精度、在激波附近降为二阶ＮＮＤ格式,来增强格式捕捉激波的能力。同时,本文基于特征传播的思想,建立了一种开边界的数值计算方法,并采用将边界条件嵌入控制方程的方法以及新的简化形式的边界处理方法,完整给出了无粘、粘性物面和开边界的的边界计     

双曲守恒型方程的二阶摄动有限差分格式

对双曲守恒型方程，将其一阶迎风格式空间差商的常系数摄动展开为时间步长和空间步长的幂级数，通过确定幂级数系数而获得二阶精度的摄动有限差分(PFD)格式。进而从双曲守恒型方程的通量分裂型一阶迎风格式出发，通过类似的摄动展开方法，获得空间精度为二阶的通量分裂形式的摄动有限差分(FPFD)格式。这两类格式保留了一阶守恒迎风格式的简洁结构形式，使用三节点即可达到二阶精度，又避免了三点二阶格式的非物理数值振荡。并将这两类格式推广应用到双曲守恒型方程组，最后通过模型方程和一维激波管流动的数值算例验证了格式的高精度、高分辨率性质。     

非定常流动计算的混合时间推进方法研究

结合ADI方法的二阶时间精度特性和高斯-赛德尔迭代法的良好收敛性特性,提出了一种ADI-高斯-赛德尔混合迭代格式,应用该格式,对NACA0012翼型的跨声速俯仰振荡进行了EULER方程求解,空间离散格式采用ROE’S FDS格式,计算结果与实验及成熟的LUSGS双时间步迭代方法计算结果进行了分析比较。计算结果表明,该格式精度能达到LUSGS双时间步迭代方法完全收敛的二阶精度,且该格式精度对内迭代次数的依赖性较低。分析表明,本文提出的方法具有较高的精度和较好的收敛性。     

基于高阶WENO格式的旋翼非定常涡流场数值模拟

为提高直升机旋翼黏性涡流场计算流体力学（CFD）的计算精度及降低数值耗散,发展了一套基于五阶加权本质无振荡（WENO）格式的旋翼非定常涡流场数值计算方法。采用运动嵌套网格方法生成围绕前飞状态旋翼的网格系统,以Navier-Stokes方程作为主控方程,湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras模型。为了提高旋翼流场中对涡的形成、演化等发展过程的模拟精度,采用高间断分辨率的Roe-WENO格式计算对流通量。对状态变量的插值,选取适当的加权因子,通过多个重构模板的凸组合来构造五阶WENO格式,在交界面附近获得具有五阶精度的状态变量。为了提高计算效率,采用高效的隐式LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel）推进方法和并行计算策略。最后,运用该方法分别对悬停状态下C-T（Caradonna-Tung）旋翼和UH-60A旋翼以及前飞状态下C-T旋翼和SA349/2旋翼的涡流场及气动特性进行了数值模拟,并将数值结果与传统二阶精度格式的计算值进行了对比。结果表明：在计算时间增长10%～20%的前提下,五阶WENO格式能够捕捉到更精确的涡流场特性,反映了五阶WENO格式在计算旋翼非定常涡流场时具有更高的计算精度与更低的数值耗散特性。     

捕捉间断的高精度数值方法

为发展适用于捕捉超声速流场中各种间断的高精度算法,将通量限制的思想引入到紧致格式中,构造了一个传统方法与紧致格式混合组成的通量限制型差分格式.通过在时间方向上利用一阶精度格式计算的一维定常激波,以及在时间方向采用多步Runge-Kutta方法计算的一维非定常激波管问题上的数值试验与二阶精度的TVD格式所计算的结果比较,表明新方法比二阶精度方法在间断的捕捉上具有明显的优势.通过新方法的计算结果与精确解的比较,表明新方法的准度也是非常令人满意的.     

样条Lax-Wendroff格式和样条跳蛙格式

1.引言 用三次样条求解粘性流体力学问题的数值方法已有了相当的发展。为了探讨用该方法求解无粘流动问题的可能性,本文尝试把差分方法中一些典型的计算格式扩展到样条方法,提出了样条Lax-Wendroff格式和样条跳蛙格式。以一维模型方程为例,按照Warming等的方法导出了它们的修正方程,分析了格式的稳定条件及数值弥散和耗散效应。然后扩展到对一般非线性双曲方程求解的研究。最后,讨论了某些数值解例。     

一种求解透平叶栅三维流场的高精度TVD格式

本文提出了一种应用三阶精度Chakravarthy-OsherTVD格式求解环形透平叶栅三维定常流场的隐式近似因子分解方法。控制方程为柱座标速度分量表示的任意曲线座标系下的三维欧拉方程。采用Beam-Warming近似分解, 对隐式项进行迎风差分, 得到了时间精度为一阶、空间精度为5点三阶的隐式格式。算例对5点三阶和5点二阶精度的格式进行了比较。表明空间三阶精度隐格式对计算结果没有明显改进, 但收敛残差有较大降低。      

一种混合格式的构建及其在多尺度流动中的应用

面向非定常湍流数值模拟方法精度提升问题,构建了实用的矢通量分裂(FVS)形式高阶精度混合格式。该格式平滑区具有五阶精度线性紧致格式的高分辨率特证,而强间断和强梯度区呈二阶耗散型格式特征,进而保证全流场计算的稳定性。基于所建立的混合格式开展有限体积大涡模拟(LES)计算,将其应用于三维高Reynolds数非定常湍流预测中。结果显示,所建立的数值格式能够可靠预测湍流多尺度涡结构特征,且计算量小,具有较高分辨率和鲁棒性。     

跨声速欧拉方程的一种隐式有限元解法

本文用有限体积Ｇａｌｅｒｋｉｎ法求解了跨声速二维欧拉方程。求通量运用了Ｏｓｈｅｒ格式，通过外插把原来只有一阶精度的逆风格式改进成二阶精度。并采用基于一性化流量的隐式格式和非结构化网格，使程序具有较高的收敛效率。     

高超声速再入体表面热流数值模拟研究

本文采用计算效率较高的标量对角化隐式NND格式，通过求解Navier-Stokes方程对影响再入体表面热流计算准确的诸因素进行了综合分析，研究了Steger-Warming通矢量分裂、Van Leer通矢量分裂和通量差分分裂方法及相应熵修正方法对热流的分辨能力，并阐明了在物面边界上采用二阶中心格式、二阶中心和二阶迎风混合格式、以及一阶迎风格式等不同边界格式对热流计算的影响。在此基础上，采用通量差分形式NND格式对钝锥和钝双锥高超声速粘性绕流进行了数值模拟，计算给出了与试验结果相吻合的热流分布。     

空地导弹弹道增程方案设计

针对空地导弹直线对准弹道方案,采用优化初始航迹角的方法得到满足终端速度约束的弹道;最大射程飞行方案采用控制迎角的方法使航程最大,采用多项式样条插值的方法来估计迎角变化规律,用遗传算法优化采样点的参数,得到了满足终端速度约束的最大射程。通过算例对比可知,最大射程飞行方案的射程比直线对准飞行方案提高了三倍多。研究结果对空地导弹的标准弹道设计有一定的参考价值。     

飞机舱温数据处理方法的考核研究

通过编写飞机舱温数据处理与分析软件平台,对有关文献的舱温实测数据处理方法进行考核研究,结果表明：要使得到的样条逼近函数的误差最小,应合理选取自变量取值范围的分段数和样条次数。如若不然,在样条次数相同的情况下,分段计算得到样条逼近函数的误差可能要比在整个区间上不分段时得到的误差大。     

参数估计的样条函数法应用

简要了介绍了样条函数法的基本原理，飞机的数学模型和空气动力系数的样条函数表达式。用一算例说明了估计过程，获得了纵向气动导数随迎角变化的估计结果。同时还研究了迎角节点间隔和样条函数的次数对估计结果的影响，估计结果表明，样条函数法是非线性参数估计的重要方法之一，适当减小节点和间隔和适当增加样条函数次数可以提高参数估计的精度。     

基于B样条模型的参数化卡尔曼滤波器设计

以标准B样条函数为基础,建立了以位置、样条系数为状态变量的参数化卡尔曼滤波器,用于解决外测数据的实时滤波问题。按照时间更新跨节点与否,分2种情况给出了状态转移方程。在时间更新跨样条节点时,使用样条函数的一阶连续导数条件,估计新增样条节点系数,由此实现滤波器在跨节点处的平滑过渡。通过仿真数据对新方法进行验证,并与已有的2类典型滤波方法进行比较,结果表明,本方法的滤波精度与另一类直接基于弹道信号表示的样条递推滤波方法精度相当,且可表现出更优的收敛性。新方法具有样条参数化模型的相同优点,可对时域信号全时段建模,可利用先验信息设计弹道优选节点而实现滤波性能优化,缺点在于状态更新的策略较为复杂。     

基于多频GNSS观测的编队星间相对定位样条表示模型

从编队卫星的高精度星间相对定位需求出发,基于未来全球导航卫星系统(GNSS)多频信号测量体制的发展,综合利用观测数据与待估参数的几何关系以及待估参数随历元连续变化的约束,根据函数逼近理论,提出基于多频GNSS观测的编队星间相对定位样条表示模型,给出多频数据相对于双频数据、样条表示模型相对于传统逐点模型在改善星间相对位置...     

襟翼气动载荷测量方法优化

襟翼是飞机的重要增升翼面。为获取准确的襟翼气动载荷,需要在襟翼上布置测压孔并进行风洞试验。基于CFD仿真结果分析了某型襟翼压力分布规律,并基于此优化该型飞机襟翼的低速风洞试验测压孔布置方案,研究了不同插值方法对垂向力和铰链轴力矩测量结果准确性的影响。结果表明,靠近前缘处压力非线性较强,弦向比例0.15～0.3,0.3～0.5,0.5～0.8,0.8～1接近分段线性分布;对该型襟翼可取弦向比例为0.04,0.07,0.15,0.3,0.5,0.8来布置测压孔;对压力分布进行分段线性插值得到的垂向力及铰链轴力矩测量误差不高于-13%;用三次样条插值方法的误差不超过-6%,明显小于前者。提出的测压孔布置方案可显著提高襟翼低速风洞试验气动载荷测量准确性,在襟翼风洞测压试验设计及气动载荷测量领域具有一定的参考意义。     

直升机浮动渐开线花键微动磨损影响因素分析

为探究不同磨损影响因素对浮动花键磨损的影响程度,基于能量耗散理论,建立了花键副微动磨损预测模型,分析了扭矩、载荷波动、花键材料、摩擦因数、轴向不对中以及角向偏心对浮动花键的磨损影响规律;同时建立熵权-模糊关联分析模型,客观分析了不同磨损影响因素对花键磨损的关联程度。结果显示:基于能量耗散的微动磨损模型所计算的花键齿顶、齿中以及齿根位置处最大磨损深度的计算误差分别低于6.9%、2.4%和14%。轴向不对中下部分花键磨损位置从齿根往齿中位置偏移;角向偏心使得花键两端接触不良,导致两端磨损分布不均。同时发现角向偏心、轴向不对中以及材料对花键副的磨损影响程度较大,为浮动渐开线花键抗磨损方法研究提供技术支撑。      

Simulation of elastoplastic deformation of helicopter skid landing gear springs

A technique is proposed for calculating the stress strain state and power intensity of helicopter skid landing gear springs operating under conditions of dynamic loading taking into account a physically and geometrically nonlinear deformation scheme. Using real helicopter structures, the sufficient reliability of the technique developed is confirmed by comparison with experimental results. The solution convergence conditions are analyzed by the method proposed under approximation of the material deformation diagram with stressed spline.     

WAVELET-BASED FAIRING OF B-SPLINE SURFACES

Ｉｎｒｅｃｅｎｔｙｅａｒｓ，ｗａｖｅｌｅｔａｎａｌｙｓｉｓｇｅｔｓｍｏｒｅａｎｄｍｏｒｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓｉｎｃｏｍｐｕｔｅｒｇｒａｐｈｉｃｓ［１］，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇｒａｄｉｏｓｉｔｙｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎ［２］，ｃｕｒｖｅａｎｄｓｕｒｆａｃ...     

套齿连接转子简化建模及动力特性分析

在进行转子和整机计算时建立套齿结构接触模型会增加计算量，降低计算效率，直接将套齿结构省略又无法体现其刚 度特性变化对转子动力特性的影响。针对该问题，基于航空发动机单圆柱面套齿连接的结构和力学特征，建立了考虑构件间界面 接触状态的力学特征分析模型，提出了考虑套齿结构刚度随参数变化的简化建模方法，并与套齿接触模型进行了对比分析。建立 了单圆柱面套齿连接结构转子简化模型，开展了相应的转子动力特性试验，对比分析了拧紧力矩对转子模态频率的影响。结果表 明：转子简化模型与试验模型最大计算误差小于5%，证明套齿结构简化建模方法具有较高的可靠性和准确性，可为工程实践中高 效开展含套齿结构转子及整机动力学准确计算分析提供方法与参考。