針對(duì)確定性模擬方法存在的問題,不確定性CFD模擬被用于考察邊界條件不確定性對(duì)彈箭氣動(dòng)性能的影響。不確定性分析方法為概率配點(diǎn)法。結(jié)果表明,馬赫數(shù)不確定性引起的法向力系數(shù)變化量隨攻角增大而增大。流場(chǎng)內(nèi)氣流參數(shù)梯度較大的地方,馬赫數(shù)和攻角兩者不確定性下的壓力系數(shù)變化,通常較其它區(qū)域大。 

【文章來源】：科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新. 2020,(13)

【文章頁數(shù)】：2 頁

【部分圖文】：

BasicFinner外形不確定性分析選取了馬赫數(shù)1.5，假定來流馬赫數(shù)為隨機(jī)變風(fēng)面的膨脹波等處），馬赫數(shù)不確定性下的壓力系數(shù)變化，通常較其它區(qū)域大

0mm。圖1BasicFinner外形不確定性分析選取了馬赫數(shù)1.5，假定來流馬赫數(shù)為隨機(jī)變量。根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，認(rèn)為來流馬赫數(shù)為服從正態(tài)分布的隨機(jī)變量，馬赫數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差為均值的0.5%。不確定性分析中，采用了二階配置點(diǎn)，配置點(diǎn)1馬赫數(shù)為1.474，權(quán)重為0.1667；配置點(diǎn)1馬赫數(shù)為1.5，權(quán)重為0.6667；配置點(diǎn)1馬赫數(shù)為1.526，權(quán)重為0.1667。圖2是馬赫數(shù)不確定性下法向力系數(shù)統(tǒng)計(jì)均值及不確定帶與試驗(yàn)值對(duì)比。如圖所示，馬赫數(shù)不確定性下的統(tǒng)計(jì)均值與試驗(yàn)值吻合。法向力系數(shù)不確定帶隨攻角增大而變寬。圖2法向力系數(shù)均值與試驗(yàn)值對(duì)比圖3為馬赫數(shù)不確定性引起的彈身截面及右翼截面壓力系數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差云圖。如圖所示，彈身標(biāo)準(zhǔn)差的極大值區(qū)域出現(xiàn)在前緣脫體激波附近及尾翼脫體激波附近，此外頭部與彈身連接處的膨脹波區(qū)域也有較小的標(biāo)準(zhǔn)差；彈翼標(biāo)準(zhǔn)差極大值區(qū)域出現(xiàn)在在激波位置附近及膨脹波區(qū)域，激波附近的標(biāo)準(zhǔn)差更大。4結(jié)論本文在不確定性CFD模擬方法介紹的基礎(chǔ)上，研究分析了流動(dòng)參數(shù)馬赫數(shù)為不確定變量時(shí)，BasicFinner彈箭模型總體氣動(dòng)參數(shù)和流場(chǎng)壓力系數(shù)的不確定性規(guī)律。結(jié)果表明，馬赫數(shù)不確定性引起的法向力系數(shù)變化量隨攻角增大而增大。流場(chǎng)內(nèi)氣流參數(shù)梯度較大的地方（超聲速時(shí)尾翼前的脫體激波、尾翼背風(fēng)面的膨脹波等處），馬赫數(shù)不確定性下的壓力系數(shù)變化，通常較其它區(qū)域大。概率配點(diǎn)法在彈箭氣動(dòng)不確定性分析上具有精度高、計(jì)算速度快等優(yōu)勢(shì)，可以用于之后的分析研究。參考文獻(xiàn)[1]LoevenG,WitteveenJ,BijlH.Probabilisticcollocation:anefficientnon-intrusiveapproachforarbitrarilydistributedparametricuncertainties,2007.[2]LoevenG,BijlH.Airfoilanalysiswithuncertaingeometryusingtheprobabilisticcollocationmethod,2008.[3]C

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]風(fēng)力機(jī)翼型的不確定性CFD模擬[J]. 劉智益,王曉東,康順.  工程熱物理學(xué)報(bào). 2012(07)

博士論文
[1]透平機(jī)械內(nèi)部復(fù)雜流動(dòng)的數(shù)值模擬與葉片設(shè)計(jì)的魯棒優(yōu)化[D]. 王曉東.華北電力大學(xué)（北京） 2010



本文編號(hào)：3443165