绕大钝头短体外形跨音速大迎角湍流流动计算

采用数值模拟求解N-S方程方法计算与分析了绕大钝头短体外形的跨音速大迎角时的湍流流动.数值方法中选用Van Leer 分裂格式离散无粘通量项,并构造了一种Limiter函数以保证TVD(Total Variation Diminishing)性质,采用中心差分格式来离散粘性通量项.计算中采用了B-L湍流模型.算例定性地表明绕流的三维分离具有准周期性的非定常特性.     

三维多段机翼复杂流场的计算和分析

采用中心差分的有限体积方法和分区技术求解了N-S(Navier-Stokes)方程,在分区求解技术中采用了满足通量守恒的内边界耦合条件.分析讨论了三维襟翼的绕流流场,对"剪刀差"处的三维分离进行了探讨,初步揭示了绕流的主要特征及对附近物面压强的影响.同时,分析了三维襟翼前缘的分离流动.      

具有机翼和立尾的尖头机身的不对称背涡和侧力特性

在低速大迎角无侧滑情况下,机翼机身组合体、机翼机身立尾组合体的侧力系数随迎角的变化规律与其对应的单独机身的相应特性基本相仿。在有侧滑角|β|≤8°的情况下,翼身组合体的侧力系数随迎角的变化规律与无侧滑的情况也基本相仿。三种边条对于抑制机身的不对称背涡,无论在单独机身上还是翼身组合体或翼身立尾组合体上均有显著的效果。     

二维翼型绕流的CE/SE方法

采用时空守恒元和解元CE/SE(space-time Conservation Element and Solution Element method)法,求解二维Euler方程,开展了翼型绕流的无粘数值模拟研究.用非敏感克朗数计算格式消除克朗数过小引起的数值耗散对解的污染,结合当地时间步长法,解决网格不均匀引起的当地克朗数变化跨度大的问题.对NACA0012翼型的无激波流场进行了二维数值模拟,并与AGARD算例做了对比.结果表明:CE/SE方法的计算结果与AGARD结果吻合得很好,为该数值计算方法对翼型绕流数值模拟的进一步应用奠定了基础.      

中等迎角下组合体的涡系干扰

本文实验是在北京航空学院流体力学研究所的水槽中进行的,通过用染色法和氢气泡法流态显示技术,观察了迎角α=0°～25°时+字翼体组合体及×字翼体组合体的涡系干扰现象,并且对两种组合体涡系干扰的差异进行了分析、讨论。     

联翼布局俯仰力矩非线性变化特性的数值模拟

联翼布局飞机具有优良的升阻特性,是下一代亚声速飞机优先选择的气动布局型式之一,但在某些情况下其俯仰力矩随迎角的增大会表现出较强的非线性变化特点.针对该问题,在Ma=0.75条件下,采用数值模拟方法对某亚声速联翼布局气动性能及其绕流流场进行研究,通过对各部件气动特性分析,结合不同前翼绕流流动状态下前/后翼绕流场特点及截面气动力分布特点,揭示了前翼对后翼绕流流场干扰是引起其俯仰力矩非线性变化的主要原因.计算结果表明:在一定迎角下,该联翼布局飞机前翼绕流发生分离,从而影响后翼绕流流场,引起后翼气动效率下降,导致全机俯仰力矩随飞机迎角发生非线性上扬,对该机飞行性能的提高带来严重影响.     

机翼后缘连续变弯度对客机气动特性影响

后缘连续变弯度机翼在提高民用客机气动特性方面有较大的潜力,近年来被广泛关注。基于建立的全局优化设计系统,研究了机翼后缘连续变弯度对宽体客机翼身组合体气动特性的影响。首先,采用自由型面变形(FFD)技术建立了后缘连续变弯度的参数化方法。然后,采用RANS方程作为流场评估方法,针对翼身组合体构型设计点附近升力系数开展了机翼后缘连续变弯度气动减阻优化设计。最后,探索了仅外翼段后缘连续变弯度和内外翼后缘均连续变弯度优化设计结果的异同。优化结果表明,升力系数小于设计升力系数时,在只考虑外翼段后缘连续变弯度的设计中,不易实现激波阻力和诱导阻力同时降低,考虑内翼段后缘连续变弯度后,减阻量较前者更为明显;升力系数大于设计升力系数时,外翼段和内外翼的后缘偏转均可实现诱导阻力和激波阻力的同时降低,且减阻量相差不大。     

导弹的RCS计算研究

 综合应用高频RCS分析方法,包括物理光学法、几何绕射理论、物理绕射理论和等效电磁流法等计算了导弹各种散射源如平板、圆柱、二次曲面、边缘等的RCS.结合计算行波和二面角散射的经验公式,计算了导弹整体的RCS.计算结果与测试结果吻合较好,表明如果对目标的散射源分析正确、模拟准确,高频方法的计算结果可以满足工程分析的需要.其主要散射源在头向为雷达天线或红外导引头,在侧向为弹翼之间的二面角以及弹身、弹翼.     

基于地形高程数据的复杂地形风场建模方法

提出了一种以地形高程数据为基础,进行三维复杂地形建模及其风场分布求解的数值仿真方法.该方法利用曲面样条插值技术建立复杂地形的三维数字模型,并将地形曲面离散为若干个涡环网格,结合位势流理论与地面边界条件计算得到复杂地形影响下的三维风场.数值计算结果显示,相比基于球绕流理论的工程模拟方法,该方法可对复杂地形做出更为真实的描述,并给出更为合理的风场分布形式.同时该方法建模过程简单,便于实际操作,适于飞机飞行性能评估或飞行模拟器环境建模的工程应用.      

多段翼型贴体网格的生成方法

本文给出了一种多段翼型绕流的分区贴体网格生成方法。采用泊松方程的解来给出贴体网格的坐标,泊松方程中的源项通过靠近边界的网格间距和正交性来决定,本文对分区网格的区域边界的选择作了讨论,采用生成的分区贴体网格计算了绕多段翼型位流的解,其结果与实验所得是很一致的。     

喷口布局对导弹侧向喷流控制作用的数值模拟

为保持飞行器在稀薄大气中的机动性,通常采用喷流反控制作用(RCS),但在超声速来流中,这会导致飞行器表面出现复杂的喷流干扰流场,对飞行控制造成了巨大影响。为提高对超声速条件下的侧向喷流控制作用的规律性认识,应用数值模拟方法,研究了超声速条件下的无舵光滑弹体和带尾舵的弹-翼组合体上的声速侧向喷流控制问题。开展了关于喷口布局对侧向喷流控制效果影响规律的研究工作,并通过引入法向干扰力沿程增长系数从定量角度加以分析。计算结果表明:在有尾舵的情况下,喷口位置的后移和马赫数的增加能够显著增强侧向喷流控制效果;当喷口位置位于舵面之前时,喷流干扰力放大系数随迎角增大而增大,随来流静压增大而减小;当喷流位置后移至舵面之后时,规律相反;在某些喷口位置和来流条件下,弹-翼组合体的侧向控制效果与无舵光滑弹体相比并不具备优势。     

面向总体性能的高速飞行器布局优化

飞行器气动布局的选型和优化技术在总体设计中处于关键地位,在临近空间飞行的飞行器对升阻比和操控性能都提出了更高的要求。翼身组合的升力体外形由于兼顾内部装填以及升阻特性成为了目前高速飞行器主要的设计方向。以一类具有普适性的面对称升力体外形为基础,采用相关性分析手段提取出飞行器的关键几何参数,挖掘出几何参数对所关心的总体性能指标的影响度大小,并建立起基于CFD方法的气动布局优化平台,以总体性能指标为约束,优化出高升阻比外形,通过风洞试验验证了优化设计方法的有效性,为高速飞行器的气动布局工程化设计提供了有效的技术手段。      

涡旋微槽流动与传热特性数值模拟

涡旋微槽散热器具有传输高热流密度的潜力,在解决航空航天高功率密度器件热控制方面具有广泛应用前景.在实验研究的基础上,采用有限体积法对不同体积流量和槽道结构的涡旋微槽中的流动与传热特性进行了数值模拟研究.对涡旋微槽流动的稳定性进行了分析,给出了摩擦因子和Nu数沿流动方向的变化曲线,并采用场协同原理对涡旋微槽强化传热的机理进行了探讨.计算得到的微槽平均传热系数和摩擦阻力系数与实验数据进行了对比.结果表明:涡旋微槽中二次流的出现是涡旋微槽强化传热的机理所在.     

网格结构对Euler方程解的影响

 采用2种不同对接分区网格技术讨论了不同的网格结构对绕偏副翼的三维机翼流动的Euler方程解的影响.一种是部分不连续的网格(PDG);另一种是完全连续的网格(CCG),分别在PDG和CCG中采用Van Leer的矢通量分裂格式和Jameson的中心差分格式求解了Euler方程.算例表明,2种网格各有其优缺点,且都能得到有用的结果,但为了高效地取得更好的计算结果,必须根据流动和几何外形选取恰当的计算网格.     

绕AOTV高超音速流场的数值计算

本文采用实质上为二阶精度的隐式无波动、无自由参数耗散(NND)差分格式结合Steger-Warming矢通量分裂方法求解N-S方程,对AOTV外型的高超音速绕流进行了模拟。在计算中,对脱体激波采用了捕获法。作为验证,首先计算了二维圆柱绕流,并同文献[1]的数据进行了比较,取得了满意的结果,算例的计算结果还表明,采用本文的方法对激波的模拟具有较高的分辨能力。     

翼身组合体的变可信度优化设计

基于信赖域思想,发展了一种变可信度优化设计方法组织和管理不同可信度模型,有效利用低可信度模型建立近似模型,进行优化设计,高可信度模型仅修正优化近似模型,使最终优化结果收敛到高可信度模型上.采用全位势边界层有粘无粘迭代方法作为低可信度模型,多重网格Navier-Stokes方程方法作为高可信度模型,对翼身组合体进行优化设计,优化结果表明:发展的变可信度优化方法优化效率高,且能保证优化精度,具有实际的工程应用价值.     

带有燃气舵的导弹舵面颤振分析方法

传统的颤振分析方法以及商业软件不能分析带有燃气舵的导弹舵面颤振.为此,提出了一个解决带有燃气舵的导弹舵面颤振分析方法.采用动态子结构方法建立带有燃气舵的导弹舵面颤振状态空间运动方程和分析方法,结构质量矩阵和刚度矩阵分成对应于广义坐标的块矩阵;可以考虑不同来流气动效应和翼-体组合对气流的影响,用非定常气动力有理函数拟合法建立时域非定常气动力求解模型.算例数值结果表明:燃气舵舵轴与空气舵舵轴刚度之间的不利耦合会让空气舵颤振速度降低.上述分析方法和计算结果为导弹设计提供参考.     

大型客机机翼挂架接合位置定常吹气控制分析

对于采用下单翼布局翼吊发动机形式的大型客机而言,为了保证发动机与地面的安全距离,挂架高度较短,造成前缘缝翼被打断,大迎角下发动机短舱尾迹对其后方机翼上翼面的流动产生不利影响。采用数值模拟方法系统研究了在发动机挂架后方机翼上表面采用主动流动控制技术来提高着陆构型的气动性能。采用机翼+短舱构型研究了吹气参数对吹气效果的影响。结果表明:大迎角下,吹气可以抑制短舱后方机翼上表面的分离流动,使最大升力系数明显提高;吹气缝宽度、吹气质量流率由于会影响吹气总压的变化,对吹气效果的影响显著,对升力系数的影响量在0.05以上;吹气缝与上翼面夹角会影响能量注入的区域,对吹气效果有较大影响;吹气缝位置会影响吹气控制的范围,对吹气效果也有一定影响。分别对无短舱涡流片和有短舱涡流片的全机构型进行了校核研究。采用吹气措施之后,无短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.15,最大升力系数增大0.186,失速迎角增大1°;有短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.13,最大升力系数增大0.16。