空气动力计算_大字4bak

应用计算空气动力学大作业

1、气动力的计算 2、重心位置计算 先将参考点设为（0,0,0），根据对焦点取力矩，力矩始终不变的原理来计算。设焦点距离参

考点d，迎角a1的压心位于距离参考点X1的地方（具体是什么位置不用管）升力为C L1，迎角a2的压心位于X2，升力为C L2，则L1*X1=M1，L2*X2=M2，L1（X1-d）=L2（X2-d），可以解出d的表达式，d=c*（C M2-C M1）/（C L2-C L1） 1、a=2°C L=0.37526体轴系 2、a=4°C L=0.50923体轴系 可得d=0.35745即X cg=0.35745 要使静稳定裕度等于10%，平均气动弦长c=0.4m 则Xac-Xcg=0.1*c=0.04，所以重心距离前缘位置应该为0.35745-0.04=0.31745m 在参数设定中将参考点从（0,0,0）变为重心（0.31745,0,0） 3 根据极曲线，设计升力系数取迎角为12°时，C L设计=1.02493 4、配平计算 由题目3得出的结论，巡航迎角为12°。所以在迎角为12°前提下改变升降舵的角度，直至俯仰力矩系数C M=0为止，通过计算，最终升降舵配平角度为-14.6°即向上偏转14.6°此时CLtot = 0.51514，CDtot = 0.03309，CYtot = 0.00000 ，Cmtot = 0.00021 附录： feiyi-DaiXinxi 0.00 !Mach 0.0 0.0 0.0 !iYsym iZsym Zsym 0.800 0.40 2.00 !Sref Cref Bref 0.31745 0.0 0.00 !Xref Yref Zref 0.017 !CDo # #============================================= SURFACE WING 5.0 1.0 31.0 0.0

空气动力学

采用MHD(磁流体动力学)方法实现高超声速流动控制是一种新颖的流动控制概念,与常规空气动力学方法采用的飞行器表面气流接触式干扰不同,MHD方法不改变飞行器外形,而是通过电磁场对电离流场进行有距离影响,这是MHD流动控制方法具有的最大优点。此类方法具有较大地改善高超声速飞行器性能的潜力,包括防热控制,增加进气道流量捕获、增强燃烧室燃烧效率等。本文针对高超声速MHD流动控制概念,基于磁流体动力学数值模拟方法研究,结合理论分析进行了数值模拟与控制机理分析。工作包括高超声速MHD数值方法研究和高超声速MHD流动控制模拟与机理研究两大部分。第一部分为MHD数值模拟方法研究。MHD流动依据特征磁雷诺数分为高磁雷诺数和低磁雷诺数两大类,分别对应于全MHD方程组形式和低磁雷诺数近似方程组形式。本文分别针对这两种形式发展了相应的数值模拟方法。全MHD方程组形式对应于磁雷诺数较高情况,针对当前研究中存在的伪磁场散度问题、方程组奇性和修正形式的守恒性问题,本文提出了八波形式方程附加源项的模拟形式,该方法同时具备八波形式和原七波MHD方程组的优点,既可以采用八波形式特征向量,同时又保证方程组整体守恒。在数值方法上,将CFD模拟中采用的有限体积方法、Roe的近似Riemann 求解器、OC-TVD限制器以及时间格式推广到MHD模拟中。此外,作为全MHD 模拟的辅助步骤,本文建立了三维投影方法,能够有效清除磁场的伪散度。低磁雷诺数MHD方程组的求解形式较全MHD方程组形式简单,为了使之能够更好地实现高超声速复杂流场结构变化的精细捕捉,提高计算效率,本文发展了一套完整的三维自适应各向异性叉树网格方法应用于低磁雷诺数MHD流动模拟。该网格方法的工作主要包括:建立了三维叉树形网格的数据结构,以及在此基础上完善了包括自适应判别、合并/分裂、网格级别审查等步骤,并提出了对流场结构进行“保护”性加密等网格优化方式,实现了对激波等流场结构的细致捕捉。针对上述发展的数值模拟方法,本文编制了三维结构网格全MHD流动模拟程序FMHD,三维结构网格低磁雷诺数MHD流动模拟程序LSMHD,以及三维各向异性叉树网格低磁雷诺数MHD流动程序LTMHD。这些程序经过了多个经典算例的计算,验证了其有效性和准确性,能够应用于针对高超声速飞行器MHD流动控制的模拟中。第二部分为高超声速MHD流动控制机理研究。本文主要结合理论分析,开展了钝体MHD防热控制和斜激波MHD控制的模拟研究,并对控制机理进行了分析。对于马赫5来流,考虑理想气体,且假设激波层内电导率均布的高超声速钝头绕流,气动热MHD控制的数值模拟结果显示,随着控制磁场的加强,弓形激波脱体距离增大,壁面压强变化很小,而热流降低比较明显,在驻点互涉参数Q=6时热流下降了26%。基于高温空气电导率模型和化学平衡热力学关系,成功进行了40km高空马赫15钝头MHD绕流数值模拟。结果显示考虑空气化学平衡效应的驻点热流小于理想气体。随着互涉参数Q的增大,弓形激波脱体距离增大,但很小,而热流降低比较明显,在驻点互涉参数Q=6时热流下降了24%。模拟结果说明了MHD钝体热流控制在很高马赫数下的可行性。数值研究了高磁雷诺数的理想无粘斜激波MHD流动控制规律。模拟清晰地捕捉到激波结构。磁场大小和方向对流场和激波影响较大。在多数磁场较大情况下得到了MHD流动特有的快—慢激波结构;而磁场垂直于来流方向时,始终未有慢激波产生。这些现象都通过群速度图方法进行了理论上的解释。数值研究了低磁雷诺数无粘MHD斜激波流动控制规律,自由来流马赫数6,考虑电子束激发使局部区域产生电导率,采用自适应各向异性叉树网格。结果显示,MHD作用能够使斜激波向远离壁面的方向偏离,激波控制效应明显。磁场和电导率的大小是MHD作用的决

计算物理的发展与应用

物理学前沿论文（设计）论文题目：计算物理学的发展与应用 学生姓名：袁强 学号：2012118504147 院系：信息系 班级：电子信息1212班 完成日期：2013年12月11日

目录 一、计算机物理学的定义 (1) 二、计算物理学的发展与现状 (1) 三、计算物理学的应用 (2) （一）计算机在物理学中的应用 (2) 1.计算机数值分析 (2) 2.实验数据处理 (2) 3.计算机模拟 (2) 4.计算机符号处理 (2) （二）计算机在其他方面的应用 (2) 四、总结 (3) 参考文献 (4)

计算物理学的发展与应用 摘要 计算物理学是伴随着电子计算机的出现和发展而逐步形成的一门新兴的边缘学科。它是以电子计算机为工具,应用数学的方法,解决物理问题的应用科学。它是物理、数学和计算机三者结合的产物。计算物理学起源于第二次世界大战期间美国对核武器的研制,它是由于核科学技术的需要而产生,并且随着电子计算机的发展而发展。现在这门科学已广泛地应用于其他领域。本文就其发展和应用领域，阐述了计算物理在物理学中的重要性和作用。 关键词：计算物理学发展应用领域

The development and application fields of Computational physics Abstract Computational physics is along with the emergence and development of the electronic computer and gradually formed a new edge discipline.it was based on the electronic computer as the tool,applied mathematics,the method of the application to solve the problem of physical science.It is the product of physics,mathematics,and computer https://www.360docs.net/doc/2c18574343.html,putational physics originated during the second world war the United States for the development of nuclear weapons,it is produced due to the need of nuclear science and technology,and develops with the development of the electronic computer.now the science has been widely used in other areas.In this paper,the development and the application field,this paper expounds the importance of computational physics in physics and function. Key word:computational physics application fields develop

空气动力学复习(1)

空气动力学复习 一.大气物理 构成成分：主要是氮气和氧气； 按体积计算：氮气约78％；氧气约21％；其它约1％。 物理参数：温度、压力、密度； 与飞行有关的其它参数：粘性、压缩性、湿度、音速； 1.密度单位：公斤/平方米; 大气密度随高度的变化规律:高度升高,密度下降;近似 指数变化; 2.温度单位：摄氏温度C、华氏温度F、绝对温度K; 不同温度单位的对应公式： C=(F-32)*5/9; K=C+273.15 大气温度与高度的关系，对流层每上升1000M，温度下降 6.5摄氏度。 3.大气压力单位:毫米汞柱,帕,平方英寸磅,平方厘米千克, 国际计量单位:帕. 海平面15摄氏度时的大气压力:几种表示单位,数值; 29.92inHg,760mmHg,1013.25hPa,14.6959psi,1.03323k g/cm2. 4.粘性： 特性;流体内两个流层接触面上或流体与物体接触面上产

生相互粘滞和牵扯的力。 大气粘性主要是由于大气中各种气体分子不规则运动造成 的. 气体的粘度系数随温度升高而增大； 没有粘性的流体称为理想流体。 5.可压缩性：一定量的空气在压力或温度变化时，其体积和 密度发生变化的特性； 6.湿度： 相对湿度：大气中所含水蒸汽的量与同温度下大气能含有的 水蒸气最大量之比。温度越高，能含有的最大量越大， 露点温度：大气中相对湿度为100%时的温度； 7.音速：在同一介质中，音速的速度只与介质的温度有关； 大气中的音速：V=20.1（T)1/2 M/S 从地球表面到外层空间。气层依次是：对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层；对流层的高度：极地8KM，中纬度11KM，赤道12KM. 二、空气动力学 1基本概念 1.1相对运动原理： 1.2.连续性假设： 1.3.流场、定流场、非定流场： 流场：流体流动所占据的空间；

触探试验的计算公式

计算公式; 1、静力触探试验：指通过一定的机械装置，将某种规格的金属触探头用静力压、静力触探试验入土层中，同时用传感器或直接量测仪表测试土层对触探头的贯入阻力，以此来判断、分析确定地基土的物理力学性质。静力触探试验适用于粘性土，粉土和砂土，主要用于划分土层，估算地基土的物理力学指标参数，评定地基土的承载力，估算单桩承载力及判定砂土地基的液化等级等。 (多为设计单位采用) 。 2、动力触探试验、动力触探试验：指利用锤击功能，将一定规格的圆锥探头打入土中，根据打入土中的阻抗大小判别土层的变化，对土层进行力学分层，并确定土层的物理力学性质，对地基土作出工程地质评价。动力触探试验适用于强风化、全风化的硬质岩石，各种软质岩及各类土；动力触探分为轻型、重型及超重型三类。目前承建单位一般选用轻型和重型。①轻型触探仪适用于砂土、粉土及粘性土地基检测， (一般要求土中不含碎、卵石) ，轻型触探仪设备轻便，操作简单，省人省力，记录每打入 30cm 的锤击次数，代用公式为 R=(0.8×N-2)×9.8(R-地基容许承载力 Kpa ，N-轻型触探锤击数) 。②重型触探仪：适用于各类土，是目前承建单位应用最广泛的一种地基承载力测试方法，该法是采用质量为 63.5kg 的穿心锤，以 76cm 的落距，将触探头打入土中，记录打入 10cm 的锤击数，代用公式为 y=35.96x+23.8(y-地基容许承载力 Kpa ， x-重型触探锤击数)。 3、标准贯入试验：标准贯入试验是动力触探类型之一，其利用质量为 63.5kg 的、标准贯入试验：穿心锤，以 76cm

的恒定高度上自由落下，将一定规格的触探头打入土中 15cm，然后开始记录锤击数目，接着将标准贯入器再打入土中 30 cm，用此 30cm 的锤击数(N)作为标准贯入试验指标，标准贯入试验是国内广泛应用的一种现场原位测试手段，它不仅可用于砂土的测试，也可用于粘性土的测试。锤击数(N) 的结果不仅可用于判断砂土的密实度，粘性土的稠度，地基土的容许承载力，砂土的振动液化，桩基承载力，同时也是地基处理效果的一种重要方法。 (多为测试中心及设计单位采用) 。 重型触探仪重型动力触探仪重型触探仪计算公式重型圆锥动力触探基本规定 1、路堤施工期荷载只考虑路堤自重；营运期荷载包括路堤、路面自重及行车荷载，其中行车荷载只考虑静荷载，并按等效静止土柱作用考虑。 2、行车荷载：一级公路、高速公路按公路Ⅰ级标准；二级及以下等级公路按公路Ⅱ级标准。路面结构：一级公路、高速公路按总厚度78cm考虑；二级公路按总厚度55cm考虑；三级及以下等级公路按总厚度40cm考虑。 3、填筑路堤地基承载力要求f0分析：当路堤高≤2.0m时，按公路路床稳定性压实度强度要求考虑。计算荷载：路堤高≤2.0m时，按营运期荷载计算；路堤高＞2.0m时，按施工期荷载计算。路堤基底自重应力按最大应力考虑。

空气动力学基本概念

第一章 一、大气的物理参数 1、大气的(7个)物理参数的概念 2、理想流体的概念 3、流体粘性随温度变化的规律 4、大气密度随高度变化规律 5、大气压力随高度变化规律 6、影响音速大小的主要因素 二、大气的构造 1、大气的构造（根据热状态的特征） 2、对流层的位置和特点 3、平流层的位置和特点 三、国际标准大气（ISA） 1、国际标准大气（ISA）的概念和基本内容 四、气象对飞行活动的影响 1、阵风分类对飞机飞行的影响（垂直阵风和水平阵风*） 2、什么是稳定风场？ 3、低空风切变的概念和对飞行的影响 五、大气状况对飞机机体腐蚀的影响 1、大气湿度对机体有什么影响？ 2、临界相对湿度值的概念 3、大气的温度和温差对机体的影响 第二章 1、相对运动原理 2、连续性假设 3、流场、定常流和非定常流 4、流线、流线谱、流管 5、体积流量、质量流量的概念和计算公式。 二、流体流动的基本规律 1、连续方程的含义和几种表达式（注意适用条件） 2、连续方程的结论:对于低速、不可压缩的定常流动，流管变细，流线变密，流速变快；流管变粗，流线变疏，流速变慢。 3、伯努利方程的含义和表达式 4、动压、静压和总压 5、伯努利方程的结论:对于不可压缩的定常流动，流速小的地方，压力大；而流速大的地方压力小。（这里的压力是指静压） 重点伯努利方程的适用条件：1）定常流动。2）研究的是在同一条流线上，或同一条流管上的不同截面。3）流动的空气与外界没有能量交换，即空气是绝热的。4)空气没有粘性，不可压缩——理想流体。 三、机体几何外形和参数 1、什么是机翼翼型； 2、翼型的主要几何参数； 3、翼型的几个基本特征参数 4、表示机翼平面形状的参数（6个） 5、机翼相对机身的角度（3个） 6、表示机身几何形状的参数四、作用在飞机上的空气动力 1、什么是空气动力？ 2、升力和阻力的概念 3、应用连续方程和伯努利方程解释机翼产生升力的原理 4、迎角的概念 5、低速飞行中飞机上的废阻力的种类、产生的原因和减少的方法； 6、诱导阻力的概念和产生的原因和减少的方法； 7、附面层的概念、分类和比较；附面层分离的原因 8、低速飞行时，不同速度下两类阻力的比较 9、升力与阻力的计算和影响因素 10、大气密度减小对飞行的影响 11、升力系数和升力系数曲线（会画出升力系数曲线、掌握升力随迎角的变化关系，零升力迎角和失速迎角的概念） 12、阻力系数和阻力系数曲线 13、掌握升阻比的概念 14、改变迎角引起的变化（升力、阻力、机翼的压力中心、失速等） 15、飞机大迎角失速和大迎角失速时的速度 16、机翼的压力中心和焦点概念和区别 六、高速飞行的一些特点 1、什么是空气的可压缩性？ 2、飞行马赫数的含义 3、流速、空气密度、流管截面积之间关系 4、对于“超音速流通过流管扩张来加速”的理解 5、小扰动在空气中的传播及其传播速度 6、什么是激波？激波的分类 7、气流通过激波后参数的变化 8、什么是波阻 9、什么是膨胀波？气流通过膨胀波后参数的变化 10、临界马赫数和临界速度的概念 11、激波失速和大迎角失速的区别 12、激波分离 13、亚音速、跨音速和超音速飞行的划分* 14、采用后掠机翼的优缺点比较 第三章 一、飞机重心、机体坐标和飞机在空中运动的自由度 1、机体坐标系的建立 2、飞机在空中运动的6个自由度 二、飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程 外载荷组成平衡力系的2个条件*： ①、外载荷的合力等于零（外载荷在三个坐标轴投影之和分别等于零）∑x = 0 ∑Y = 0 ∑Z = 0 ②、外载荷的合力矩等于零(外载荷对三个坐标轴力矩之和分别等于零) ∑Mx=0 ∑My= 0 ∑Mz= 0 1、什么是定常飞行和非定常飞行？ 2、定常飞行时，作用在飞机上的载荷平衡条件和平衡方程组

重型动力触探试验方式

3.2.6.4动力触探试验 圆锥动力触探适用于强风化、全风化的硬质岩石，各种软质岩石及各类土。根据锤击能量可按表3-33分为轻型、重型和超重型三种。 表3-33 圆锥动力触探类型 类型轻型重型超重型 锤的质量（kg） 10±0.2 63.5±0.5 120±1 落距(cm) 50±2 76±2 100±2 直径(mm) 40 74 74 锥角（°） 60 60 60 探杆直径（mm） 25 42 50～60 深度（cm） 30 10 10 锤数 N10 N63.5 N120 (1)轻型动力触探（N10）试验： 适用于深度小于4m的一般粘性土、粘性素填土和砂土层。 A.试验设备： 轻型动力触探设备主要由圆锥探头、触探杆、穿心落锤三部分组成(图3-6 ),落锤升降由人工操纵。 图3-6 轻型动力触探试验设备示意图 1.穿心杆 2.穿心锤 3.锤垫 4.触探杆 5.探头

B.试验步骤： （a）探头贯入土层之前，先在触探杆上标出从锥尖起向上每30cm的位置。 （b）一人将触探杆垂直扶正，另一人将10Kg穿心锤从锤垫顶面以上50cm处自由落体放下, 锤击速度以每分钟15-30击为宜。 （c）记录每贯入土层30cm的锤击数N10′(击/30cm)。 （d）为避免因土对触探杆的侧壁摩檫而消耗部分锤击能量，应采用分段触探的办法，即贯入一段距离后，将锥尖向上拔，使探孔壁扩径，再将锥尖打入原位置，继续试验。或每贯入10cm，转动探杆一圈。（e）当N10′＞100或贯入15cm锤击数超过50时，可停止试验。C.资料整理： （a）轻型动力触探由于贯入深度浅，可不作杆长修正，即N10′= N10。（b）绘制轻型动力触探击数N10与深度h的关系曲线（图3-7）。 图3-7 轻型动力触探击数N10与深度h的关系曲线 D.试验成果的应用： 确定地基承载力特征值fa, 见表3-34、3-35及3-36。 表3-34 一般粘性土承载力特征值fa与N10的关系 N10（击/30cm） 15 20 25 30 fa（Kpa） 105 145 190 230

非定常空气动力学大作业

非定常空气动力大作业 一、问题要求 1、采用非线性代数模型建模。 2、样本数据为某飞机模型单自由度滚转运动风洞试验中测得的滚转力矩系数（对应数据文件中“Cl ”列。数据文件名为cb0.dat-cb7.dat ，运动规律为： 40cos(2)ft φπ=-?，分别对应运动频率0.0Hz-0.7Hz 。“φ”对应数据文件中“phi ”列。试验风速v=25m/s ，模型展长（参考长度）0.75m 。 3、要求编写建模程序（语言不限），给出源程序。 4、根据建模精度，调整系数个数，给出系数矩阵。 5、根据建模结果，计算运动规律为40cos(2)ft φπ=-?，f ＝0.35Hz ，滚转力矩迟滞环；计算运动规律分别为2010cos(2)ft φπ=-?-?，2010cos(2)ft φπ=?-?，和10cos(2)ft φπ=-?，f ＝0.4Hz ，滚转力矩迟滞环。 6、给出计算曲线。 实验数据 -0.06 -0.04-0.0200.02 0.040.060.08-40 -30 -20 -10 010 20 30 40 phi C l cb0 cb1cb2cb3cb4cb5cb6cb7

图1 原始实验数据曲线 二、模型建立 考虑一般的非线性运动规律 ()1cos m a eff eff k t αααφ=-+ （1） 式中 2eff b k f v π=?? （2） 其中，f 为非定常运动的频率（单位Hz ），b 为模型展长（单位m ），v 试验风速（单位m/s ）。 对于一般的非线性运动，可以建立横向非定常气动力的非线性代数模型如下： 23012345678Ca C C C C C C C C C αααααααααααα=++++++++ （3） 其中，α即为方程（1）中的1α，α 由方程（1）求导可得 ()sin eff a eff k t ααφ=-+ （4） 系数i c 是减缩频率eff k 的函数, 其定义如下： 与α有关的系数为 231234 0,1,2,3,4i i i i i C a a k a k a k i =+++= （5） 与α 有关的系数为 231234log() 5,6,7,8i i i i i C a k a k a k a k i =+++= （6） 因此，对于该模型共有36个待定系数。 三、模型求解 尽管求解模型方程（3）中的系数可以转化为一个线性最小二乘问题，但为了适用于任意形式的模型方程，本文采用非线性最小二乘逼近的方法来计算模型

(完整word版)动力触探计算公式

公式在《桥涵工程试验检测技术》教材书中有，楼主去翻一番吧 1、静力触探试验：指通过一定的机械装置，将某种规格的金属触探头用静力压入土层中，同时用传感器或直接量测仪表测试土层对触探头的贯入阻力，以此来判断、分析确定地基土的物理力学性质。静力触探试验适用于粘性土，粉土和砂土，主要用于划分土层，估算地基土的物理力学指标参数，评定地基土的承载力，估算单桩承载力及判定砂土地基的液化等级等。（多为设计单位采用）。 2、动力触探试验：指利用锤击功能，将一定规格的圆锥探头打入土中，根据打入土中的阻抗大小判别土层的变化，对土层进行力学分层，并确定土层的物理力学性质，对地基土作出工程地质评价。动力触探试验适用于强风化、全风化的硬质岩石，各种软质岩及各类土；动力触探分为轻型、重型及超重型三类。目前承建单位一般选用轻型和重型。①轻型触探仪适用于砂土、粉土及粘性土地基检测，（一般要求土中不含碎、卵石），轻型触探仪设备轻便，操作简单，省人省力，记录每打入30cm的锤击次数，代用公式为R=（0.8×N-2）×9.8（R-地基容许承载力Kpa ， N-轻型触探锤击数）。②重型触探仪：适用于各类土，是目前承建单位应用最广泛的一种地基承载力测试方法，该法是采用质量为63.5kg的穿心锤，以76cm的落距，将触探头打入土中，记录打入10cm的锤击数，代用公式为y=35.96x+23.8( y-地基容许承载力Kpa ， x-重型触探锤击数)。 3、标准贯入试验：标准贯入试验是动力触探类型之一，其利用质量为63.5 kg 的穿心锤，以76cm的恒定高度上自由落下，将一定规格的触探头打入土中15cm，然后开始记录锤击数目，接着将标准贯入器再打入土中30 cm，用此30 cm的锤击数（N）作为标准贯入试验指标，标准贯入试验是国内广泛应用的一种现场原位测试手段，它不仅可用于砂土的测试，也可用于粘性土的测试。锤击数（N）的结果不仅可用于判断砂土的密实度，粘性土的稠度，地基土的容许承载力，砂土的振动液化，桩基承载力，同时也是地基处理效果的一种重要方法。（多为测试中心及设计单位采用）。

【CN109933876A】一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法【专利】

(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910158106.7 (22)申请日 2019.03.03 (71)申请人 西北工业大学 地址 710072 陕西省西安市友谊西路127号 (72)发明人 张桂玮　杨智春　宋巧治　谷迎松　 陈宇　 (74)专利代理机构 西北工业大学专利中心 61204 代理人 陈星 (51)Int.Cl. G06F 17/50(2006.01) G06F 17/16(2006.01) (54)发明名称一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法(57)摘要本发明提出一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法，首先通过坐标变换将模态坐标下的广义气动力转换为物理坐标下结构有限元模型全部节点上分布的非定常气动力，然后通过曲面样条插值将分布的非定常气动力进行降阶，等效集中到有限个加载点处从而获得频域气动力降阶模型，最后使用最小状态法将频域降阶气动力模型拟合到时域。本发明在尽量减少降阶气动力模型阶数的基础上，提高了降阶气动力模型的精度，从而降低了地面颤振模拟试验中激振力控制系统设计的难度，其次借助CFD跨声速非定常气动力计算方法，该降阶方法可用于跨音速颤 振分析中。权利要求书1页 说明书8页 附图2页CN 109933876 A 2019.06.25 C N 109933876 A

1.一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法，其特征在于：包括以下步骤： 步骤1：针对需要进行地面颤振模拟试验的机翼，建立机翼的有限元模型，进行模态分析，得到机翼有限元模型的质量矩阵M以及机翼的模态振型矩阵Φ，并在计算流体力学软件中计算该机翼在给定马赫数下的广义气动力矩阵； 步骤2：坐标变换： 在得到广义气动力矩阵后，根据以下公式 Qaa＝MΦ·Qhh ·ΦTM 得到物理坐标下的气动力影响系数矩阵Qaa；其中Qhh为步骤1得到的机翼在给定马赫数下的广义气动力矩阵； 步骤3：面样条插值气动力降阶： 根据机翼有限元模型上设定的激振点和拾振点数目，对机翼有限元模型上的激振点及拾振点的位置进行优化，使通过激振点和拾振点表示的气动节点插值振型与气动节点原始振型之间实现最优逼近； 得到机翼有限元模型上的激振点及拾振点位置后，采用插值方法实现从拾振点的位移得到全部结构节点位移的插值变换以及从全部结构节点的气动力到激振点作用力的插值变换；其中从拾振点的位移得到全部结构节点位移的插值变换关系为 x＝[G s ]{x s }NS ×1 其中x为全部结构节点位移，x s 为拾振点的位移，NS为拾振点数目，G s 为位移插值矩阵；从全部结构节点的气动力到激振点作用力的插值变换关系为： {f s }NA ×1＝[G f ]{f} f为全部结构节点上的气动力，f s 为激振点上的作用力，NA为激振点数目，G f 为力插值矩阵；进而得到降阶后的气动力影响系数矩阵为 [Q s ]NA ×NS ＝[G f ][Qaa][G s ] 步骤4：将气动力拟合到时域： 采用最小状态法将降阶后的气动力影响系数矩阵Q s 转换到时域，得到降阶的时域气动力： 其中转换到时域的气动力影响系数矩阵为： 式中，s是拉普拉斯变量，b是机翼的半弦长，V是来流速度，I为单位阵，A 0，A 1，A 2，D，R和E 是通过最小状态法求得的系数矩阵； 根据转换到时域的气动力影响系数矩阵， 得到降阶的时域气动力为 其中q ∞为动压。 2.根据权利要求1所述一种基于广义气动力的非定常气动力降阶方法，其特征在于：步骤3中采用平面薄板样条插值方法实现从拾振点的位移得到全部结构节点位移的插值变换以及从全部结构节点的气动力到激振点作用力的插值变换。 权　利　要　求　书1/1页2CN 109933876 A

跨声速非定常空气动力计算与分析

跨声速非定常空气动力计算 Computation on Transonic Unsteady Aerodynamics 北京大学力学与工程科学系 理论与应用力学专业 00级陈雪梅 摘要 颤振问题一直是高速飞行器设计中的一大难题，特别在跨声速区段。本文利用FLUENT6.1对一模型机翼的颤振行为进行了数值模拟，仿真机翼在高速气流中受激后扭曲变形最后发展成颤振的全过程，并对这一计算结果进行了初步分析，所得的算法具有普遍意义。 关键词：颤振，空气动力学，动网格 [引言] 早期的飞行器设计中的空气动力学分析都是将机翼﹑机身和其他气动部件当作刚体来处理。但自第一架飞机诞生以来，空气动力学与飞机结构弹性的相互作用问题已经对航空技术的发展产生了重大影响，特别在‘彗星号’失事以后，人们对此倍加关心。飞机在空气载荷作用下会出现可观的变形，这种变形将改变空气动载荷的分布，而它反过来又使变形发生变化。在这种相互作用过程中，会引起振动，学术界称之为颤振。这是一种自激振荡，它不断从气流中吸收能量。当飞机发生颤振时，轻则出现不稳定和振动现象，重则因它引起材料‘疲劳’从而导致飞机在空中解体，以至机毁人亡。 在莱特兄弟首次试飞前，兰利的“空中旅行者”作了两次不成功的飞行试验。第二次试飞时机翼和尾翼毁坏了，失败原因众说纷纭，气动弹性可能是第二次失败的罪魁祸首。第一次世界大战中，英国的DH-9飞机尾翼颤振导致了飞行员死亡。对此，英国空气动力学家贝尔斯托（L. Bairstow）首先对颤振进行了理论研究。随着飞机速度的提高，空气动力增大，而重量小的结构形式使机翼抵抗变形的能力下降，所以气动弹性问题便得严重起来。20世纪30年代初英国一家飞机连续发生有气动弹性引起的颤振事故，促使航空工程界对气动弹性问题普遍重视起来[摘自参考文献3，P118]。其间的理论研究颇有成效。美国力学家西奥多森（T. Theodorson）提交的研究报告对美国航空工业界建立颤振分析方法起了巨大作用。50年代中后期，特别是60年代，一方面空气动力学理论的突破为非定常空气动力学研究提供了新方法；另一方面风洞技术高度发展，使振荡机翼非定常气动理论有了新的突破。但由于理论方法的局限性以及风洞试验的高耗能及周期

动力触探计算

.4 圆锥动力触探试验 10.4.1圆锥动力触探试验的类型可分为轻型、重型和超重型三种，其规格和适用土类应符合表10.4.1 的规定。 10.4.2 圆锥动力触探试验技术要求应符合下列规定： 1采用自动落锤装置； 2 触探杆最大偏斜度不应超过2%，锤击贯入应连续进行；同时防止锤击偏心、探杆倾斜和侧向晃动，保持探杆垂直度；锤击速率每分钟宜为15～30 击； 3 每贯入1m，宜将探杆转动一圈半；当贯入深度超过10m，每贯入20cm 宜转动探杆一次； 4 对轻型动力触探，当N10>100 或贯入15cm 锤击数超过50 时，可停止试验；对重型动力触探，当连续三次N63.5>50 时，可停止试验或改用超重型动力触探。 10.4.3 圆锥动力触探试验成果分析应包括下列内容： 1 单孔连续圆锥动力触探试验应绘制锤击数与贯入深度关系曲线； 2计算单孔分层贯入指标平均值时，应剔除临界深度以内的数值、超前和滞后影响范围内的异常值； 3 根据各孔分层的贯入指标平均值，用厚度加权平均法计算场地分层贯入指标平均值和变异系数。

10.4.4根据圆锥动力触探试验指标和地区经验，可进行力学分层，评定土的均匀性和物理性质(状态、密实度)、土的强度、变形参数、地基承载力、单桩承载力，查明土洞、滑动面、软硬土层界面，检测地基处理效果等。应用试验成果时是否修正或如何修正，应根据建立统计关系时的具体情况确定。 10.5.1标准贯入试验适用于砂土、粉土和一般粘性土。 10.5.2标准贯入试验的设备应符合表10.5.2 的规定。 10.5.3标准贯入试验的技术要求应符合下列规定： 1标准贯入试验孔采用回转钻进，并保持孔内水位略高于地下水位。当孔壁不稳定时，可用泥浆护壁，钻至试验标高以上15cm 处，清除孔底残土后再进行试验； 2 采用自动脱钩的自由落锤法进行锤击，并减小导向杆与锤间的摩阻力，避免锤击时的偏心和侧向晃动，保持贯入器、探杆、导向杆联接后的垂直度，锤击速率应小于30 击/min； 3贯入器打入土中15cm 后，开始记录每打入10cm 的锤击数，累计打入30cm的锤击数为标准贯入试验锤击数N。当锤击数已达50 击，而贯入深度未达30cm 时，可记录50 击的实际贯入深度，按下式换算成相当于30cm 的标准贯入试验锤击数N，并终止试验。 式中ΔS――50 击时的贯入度(cm)。 10.5.4标准贯入试验成果N 可直接标在工程地质剖面图上，也可绘制单孔标准贯入击数N 与深度关系曲线或直方图。统计分层标贯击数平均值时，应剔除异常值。 10.5.5标准贯入试验锤击数N 值，可对砂土、粉土、粘性土的物理状态，土的强度、

并行计算流体力学的研究与应用

并行计算流体力学的研究与应用 1 计算流体力学（CFD）概况 自然界存在着大量复杂的流动现象，随着人类认识的深入，开始利用流动规律改造自然界。最典型的例子是人类利用空气对运动中的机翼产生升力的机理发明了飞机。航空技术的发展强烈推动了流体力学的迅速发展。 流体运动的规律由一组控制方程描述。计算机没有发明前，流体力学家们在对方程经过大量简化后能够得到一些线形问题解析解。但实际的流动问题大都是复杂的强非线形问题，无法求得精确的解析解。计算机的出现以及计算技术的迅速发展使人们直接求解控制方程组的梦想逐步得到实现，从而催生了计算流体力学这门交叉学科。 计算流体力学（CFD，Computational Fluid Dynamics）是一门用数值计算方法直接求解流动主控方程（Euler或Navier-Stokes方程）以发现各种流动现象规律的学科。它综合了计算数学、计算机科学、流体力学、科学可视化等多种学科。广义的CFD包括计算水动力学、计算空气动力学、计算燃烧学、计算传热学、计算化学反应流动，甚至数值天气预报也可列入其中。 自二十世纪六十年代以来CFD技术得到飞速发展，其原动力是不断增长的工业需求，而航空航天工业自始至终是最强大的推动力。传统飞行器设计方法试验昂贵、费时，所获信息有限，迫使人们需要用先进的计算机仿真手段指导设计，大量减少原型机试验，缩短研发周期，节约研究经费。四十年来，CFD在湍流模型、网格技术、数值算法、可视化、并行计算等方面取得飞速发展，并给工业界带来了革命性的变化。如在汽车工业中，CFD和其它计算机辅助工程（CAE）工具一起，使原来新车研发需要上百辆样车减少为目前的十几辆车；国外飞机厂商用CFD取代大量实物试验，如美国战斗机YF-23采用CFD进行气动设计后比前一代YF-17减少了60％的风洞试验量。目前在航空、航天、汽车等工业领域，利用C FD进行的反复设计、分析、优化已成为标准的必经步骤和手段。 当前CFD问题的规模为：机理研究方面如湍流直接模拟，网格数达到了109（十亿）量级，在工业应用方面，网格数最多达到了107（千万）量级。 2 并行计算流体力学（Parallel CFD）研究与应用现状 2.1 Parallel CFD的推动力 随着计算机技术的迅猛发展，CFD得以迅速发展和普及。单机性能的提高使过去根本无法解算的问题在普通微机上可以解算，从而推动了CFD成为尖端工业、乃至一般过程工业的基本设计分析手段，从而大大激发了其应用，但人们一直难以解决以下问题： （1）工业应用方面的大规模设计计算问题。如飞机设计中全机气动性能计算，火箭发动机复杂多变的燃烧和跨音速流动模拟，导弹的气动隐身性能评估，低阻力系数高性能汽车外形的设计和分析，透平机械复杂叶型及组合的设计分析，潜艇尾迹模拟，高超音速航天器空气动力学设计分析，核电站水蒸汽两相流流动分析，非定常状态的物理过程如飞机起飞降落、过载下空间推进剂晃动分析等。这些大规模设计计算问题不但单个作业计算量庞大，且需不断调整，重复计算。

最新跨声速非定常空气动力计算与分析精品版

2020年跨声速非定常空气动力计算与分析 精品版

跨声速非定常空气动力计算 Computation on Transonic Unsteady Aerodynamics 北京大学力学与工程科学系 理论与应用力学专业 00级陈雪梅 摘要 颤振问题一直是高速飞行器设计中的一大难题，特别在跨声速区段。本文利用FLUENT6.1对一模型机翼的颤振行为进行了数值模拟，仿真机翼在高速气流中受激后扭曲变形最后发展成颤振的全过程，并对这一计算结果进行了初步分析，所得的算法具有普遍意义。 关键词：颤振，空气动力学，动网格 [引言] 早期的飞行器设计中的空气动力学分析都是将机翼﹑机身和其他气动部件当作刚体来处理。但自第一架飞机诞生以来，空气动力学与飞机结构弹性的相互作用问题已经对航空技术的发展产生了重大影响，特别在‘彗星号’失事以后，人们对此倍加关心。飞机在空气载荷作用下会出现可观的变形，这种变形将改变空气动载荷的分布，而它反过来又使变形发生变化。在这种相互作用过程中，会引起振动，学术界称之为颤振。这是一种自激振荡，它不断从气流中吸

收能量。当飞机发生颤振时，轻则出现不稳定和振动现象，重则因它引起材料‘疲劳’从而导致飞机在空中解体，以至机毁人亡。 在莱特兄弟首次试飞前，兰利的“空中旅行者”作了两次不成功的飞行试验。第二次试飞时机翼和尾翼毁坏了，失败原因众说纷纭，气动弹性可能是第二次失败的罪魁祸首。第一次世界大战中，英国的DH-9飞机尾翼颤振导致了飞行员死亡。对此，英国空气动力学家贝尔斯托（L. Bairstow）首先对颤振进行了理论研究。随着飞机速度的提高，空气动力增大，而重量小的结构形式使机翼抵抗变形的能力下降，所以气动弹性问题便得严重起来。20世纪30年代初英国一家飞机连续发生有气动弹性引起的颤振事故，促使航空工程界对气动弹性问题普遍重视起来[摘自参考文献3，P118]。其间的理论研究颇有成效。美国力学家西奥多森（T. Theodorson）提交的研究报告对美国航空工业界建立颤振分析方法起了巨大作用。50年代中后期，特别是60年代，一方面空气动力学理论的突破为非定常空气动力学研究提供了新方法；另一方面风洞技术高度发展，使振荡机翼非定常气动理论有了新的突破。但由于理论方法的局限性以及风洞试验的高耗能及周期长等问题，计算空气动力学应运而生。 由于涉及到非定常空气动力学，颤振及气动弹性问题的研究十分困难。目前国内关于颤振的研究主要还是基于试验，理论仅限于线性划分析。近年来由于计算技术的飞速发展以及CFD的实际解题能力大大扩大，用数值方法解决这样复杂的问题已是可能。采用计算流体力学方法可缩短周期、降低费用，特别在初选阶段，优化选型需要不断改变参数、重复计算。对那些目前不能在特定

重型触探的计算公式

重型触探的计算公式标准化工作室编码[XX968T-XX89628-XJ668-XT689N]

重型触探仪重型动力触探仪重型触探仪计算公式重型圆锥动力触探产品经由国家建材研究院土工与新材所监制并计量检验合格予以出厂，公司正在运行I S O9002国际质量体系认证。 重型触探仪重型动力触探仪重型触探仪计算公式重型圆锥动力触探主要用于检测地基承载力，该试验设备主要由探头、触探杆及穿心锤3部分组成。触探杆一般采用直径42mm钻杆，穿心锤重63.5Kg，同时附锤击数与地基承载力对照表。 重型触探仪重型动力触探仪重型触探仪计算公式重型圆锥动力触探为规范我国公路工程建设中路基不适宜地基土(包括淤泥、淤泥质土、过湿土等)的清除行为，依据《公路路基设计规范》(JTGD30-2004)、《公路路基施工技术规范》(JTGF10-2006)、《公路工程地质勘察规范》(JTJ064-98)等规定，结合我国实际，特制定本暂行规定。 重型触探仪规定适用于不适宜土埋深在3m以内拟作清除处理措施的判定依据和设计基础。 重型触探仪采用标准贯入仪作为设计勘察过程中的地基承载力参数采集手段，在施工过程中采用荷兰式轻型动力触探仪与标准轻型动力触探仪作为基本的试验工具。 重型触探仪重型动力触探仪重型触探仪计算公式重型圆锥动力触检测桥涵地基承载力的计算公式; 1、静力触探试验：指通过一定的机械装置，将某种规格的金属触探头用静力压、静力触探试验入土层中，同时用传感器或直接量测仪表测试土层对触探头的贯入阻力，以此来判断、分析确定地基土的物理力学性质。静力触探试验适用于粘性土，粉土和砂土，主要用于划分土层，估算地基土的物理力学指标参数，评定地基土的承载力，估算单桩承载力及判定砂土地基的液化等级等。(多为设计单位采用)。 2、动力触探试验、动力触探试验：指利用锤击功能，将一定规格的圆锥探头打入土中，根据打入土中的阻抗大小判别土层的变化，对土层进行力学分层，并确定土层的物理力学性质，对地基土作出工程地质评价。动力触探试验适用于强风化、全风化的硬质岩石，各种软质岩及各类土；动力触探分为轻型、重型及超重型三类。目前承建单位一般选用轻型和重型。①轻型触探仪适用于砂土、粉土及粘性土地基检测，(一般要求土中不含碎、卵石)，轻型触探仪设备轻便，操作简单，省人省力，记录每打入30cm的锤击次数，代用公式为R=(0.8×N-2)×9.8(R-地基容许承载力Kpa，N-轻型触探锤击数)。②重型触探仪：适用于各类土，是目前承建单位应用最广泛的一种地基承载力测试方法，该法是采用质量为63.5kg的穿心锤，以76cm的落距，将触探头打入土中，记录打入10cm的锤击数，代用公式为y=35.96x+23.8(y-地基容许承载力Kpa，x-重型触探锤击数)。 3、标准贯入试验：标准贯入试验是动力触探类型之一，其利用质量为63.5kg的、标准贯入试验：穿心锤，以76cm的恒定高度上自由落下，将一定规格的触探头打入土中15cm，然后开始记录锤击数目，接着将标准贯入器再打入土中30cm，用此30cm的锤击数(N)作为标准贯入试验指标，标准贯入试验是国内广泛应用的一种现场原位测试手段，它不仅

空气动力学

基于空气动力学的车身设计方法 14车辆卓越雷方龙1408032214 现如今工业技术急速进步，为汽车工业发展创造了良好的契机，汽车变得越来越普及、越来越高速，由此车身空气动力学曲线问题得到诸多研究人员的热点关注。 众所周知，车速越快阻力越大，空气阻力与汽车速度的平方成正比。如果空气阻力占汽车行驶阻力的比率很大，会增加汽车燃油消耗量或严重影响汽车的动力性能。据测试，一辆以100km/h速度行驶的汽车，发动机输出功率的80%将被用来克服空气阻力，减少空气阻力，就能有效地改善汽车的行驶经济性。如图1为空气流动对汽车的各方面影响。 图1 自卡尔·本次在1886年发明生产出世界上第一辆汽车起，汽车已有了百年的发展历史。从汽车造型角度而言，自最初的马车型汽车(无空气动力学阶段)，到现如今的复合型汽车(空气动力学高度化阶段)，车身空气动力学曲线发展收获了显著的成效[1]。车身空气动力学一方面重要影响着汽车的各式各样关键性能，好比动力性能、安全性能、环保性能以及经济性能等，另一方面也重要影响着汽车的外观转变及审美发展潮流。随着社会经济发展，人们生活水平日益改善，人们对于出行必备交通工具汽车的性能要求愈来愈高，汽车生产商对于车辆的气动特征也越来越关注，气动性能的好坏以转变成汽车行业竞争的关键因素。 汽车在行驶中由于空气阻力的作用，围绕着汽车重心同时产生纵向，侧向和垂直等三个方向的空气动力量，对高速行驶的汽车都会产生不同的影响，其中纵向空气力量是最大的空气阻力，大约占整体空气阻力的80%以上。

一、在研究汽车空气动力学的过程中的三种方法。 （1）、理论研究方法理论研究方法通过抓住所分析问题的主要影响因素，抽象出合理的简化理论模型，并根据总结出来的相关物理定律和有关介质性质的试验公式来建立描述介质运动规律的积分或微分方程。然后利用各种数学工具及相应的初始、边界条件解出方程组，通过对解分析来揭示各种物理量的变化规律，包括将它与实验或观察资料对照，确定解的准确度和适用范围。 （2）、数值计算研究方法由于数学发展水平的局限，理论研究只能建立较为简单的近似模型，无法完全满足研究更复杂更符合实际的气流的要求。于是近年来出现了依托快速电子计算机进行有效数值计算的方法CFD，其中包括有限元法、有限差分法等，它属于汽车计算机辅助空气动力学CAA的设计范畴，并已成为与理论分析和实验并列或具有同等重要性的研究方法。其优点是能够用来预测或解决一些理论及实验无法处理的复杂流动问题，取代部分实验环节，省时省工。但它要求事前对问题的物理特性有足够的理解，提炼出较精确的数学方程及相应的初始、边界条件等。但这些都离不开试验和理论方法的支持，并且数值方法通常无法直接反映同类问题中有普遍指导意义的结论或规律。 （3）、试验研究方法试验研究方法在空气动力学研究中占有重要地位，如风洞试验法、道路试验法。它使人们能在与所研究问题相同或相近条件下进行观测，提供建立运动规律及理论模型的依据，检验理论或计算结果的准确性、可靠性和适用范围，其作用是不可替代的。但试验方法受限于试验手段、设备和经费等物质条件，甚至有些问题尚无法在实验室中进行研究。 理论、数值计算和试验三种方法相互促进，彼此影响，取长补短从而推动汽车空气动力学的不断发展。 二、轿车外形设计的两种方法 （1）、局部最优化方法。基本思路是在满足功能、工艺学、人机工程学、安全法规以及美学造型等方面的要求下设计出汽车车身造型，然后再进行空气设计程序。此方法的优点是：操作简单，在流线型较差的车上有较好的效果。通过对原始模型仿真，从结果中得出某细节修改的模型，再重新进行仿真分析。像这样循环反复，最终达到自己预期的目标。这种方法在现实设计中运用广泛。 （2）、整体最优化方法。整体最优化是基于空气动力学原理，在汽车造型设计初期获得极佳的气动特性的理想外形，接着再根据功能结构需求，调整集合的局部外形，使其满足人机工程学、国家安全法规等各个必要因素的汽车[1]。所以，对于这种汽车的空气动力学设