机翼低雷诺数流动的数值模拟

通过SIMPLE方法求解非定常不可压N-S方程,研究了小展弦比机翼在低雷诺数下的流场特征,并分析其对气动特性的影响。研究对象为展弦比为1.0的平板矩形翼,进行了不同攻角的数值模拟,模拟雷诺数为1×105。分析表明:在小攻角时,主涡不断的从机翼上表面脱落;在大攻角时,受翼尖涡的影响,分离涡保持在机翼的背风面不脱落,形成驻涡。通过对流场分析,低雷诺数前缘层流分离和翼尖涡对小展弦比机翼的空气动力学特性起了决定性作用;使低雷诺数小展弦比矩形翼出现非定常、非对称和驻涡等现象。     

微型飞行器小展弦比薄翼流场的不可压数值模拟

采用虚拟压缩方法求解三维不可压缩N-S方程,数值模拟了无弯度、有弯度两类微型飞行器低雷诺数小展弦比薄翼的流场,将得到的结果与实验进行了对比,数据间有较好的一致性.然后在此基础上分析了弯度、展弦比等因素对小展弦比薄翼气动力特性的影响以及翼尖涡随攻角、展弦比的变化规律,发现翼尖涡是影响小展弦比薄翼气动力的一个重要因素.     

攻角直到30°的超音速翼身组合体法向力和俯仰力矩的计算

本文基于“冲击流比拟”和“吸力比拟”提出了一种计算超音速翼身组合体的非线性法向力和俯仰力矩的方法。大量的计算与实验结果比较表明,法向力偏差约为±5％,压力中心偏差约为±1％弹长。本方法使用简便,可适用于α_∞≤30°的锐缘小展弦比、极小展弦比无滚转的十字形翼身组合体。     

小展弦比弹翼和翼-身组合体大攻角气动特性的数值计算

大攻角时,绕尖前缘细长弹翼上的附面层从前缘分离而形成脱体涡,对于翼-身组合体,除了弹翼上产生脱体涡以外,在弹身背风面上的气流亦发生分离而形成脱体涡(如图1所示),在这些涡系的作用下,使弹翼或翼-身组合体的气动特性随攻角呈非线性变化。     

带栅格翼导弹超声速阶段滚转阻尼导数的数值研究

滚转阻尼导数是判断导弹动稳定性的重要气动参数。采用求解定常流场的方法,对超声速阶段平板翼翼身组合体和栅格翼翼身组合体的滚转特性进行数值模拟,并与平板翼翼身组合体的实验数据相比,符合较好。计算结果表明,栅格翼的滚转阻尼导数变化复杂,由于弹体背风面分离流和栅格翼翼面失速的影响,滚转阻尼导数随着攻角增加有两次明显转折;平板翼的滚转阻尼导数随着马赫数增加逐渐减小,而栅格翼的滚转阻尼导数随马赫数同样呈现两次转折,在Ma=3.5达到最大值。     

微型飞行器小展弦比薄翼流场中的翼尖涡特性分析

采用虚拟压缩方法求解三维不可压缩N-S方程,数值模拟了无弯度、有弯度两类微型飞行器低雷诺数小展弦比薄翼的流场,将得到的结果与实验进行了对比,数据间吻合较好.然后在此基础上分析了小展弦比薄翼的气动力特性,详细研究了小展弦比薄翼流场中翼尖涡的涡态结构及形成规律,在对小展弦比薄翼流场尾迹区的翼尖涡采用近似模型的基础上,对尾迹区翼尖涡的强度进行了分析.结果表明,翼尖涡是影响小展弦比薄翼气动力和流动分离特性的一个重要因素.     

钝头战术导弹大攻角流动特性数值模拟

对具有钝头和小展径比外形特点的战术导弹进行了大攻角流动数值模拟与分析.着重分析了大攻角下弹体轴向各横截面上的压力分布、导弹背部和弹翼表面的气流分离形态及其随攻角的变化.通过模拟发现了钝头弹大攻角分离的一些重要特点,例如,与常见的尖锥体导弹背部的非对称分离涡不同,钝头导弹背部的分离涡是对称的;在弹翼以前不存在纵向分离,只有横向分离;分离区随着攻角的增加而扩大,但分离区起点的位置却基本上不变等.这些结果为这类导弹的设计提供了重要依据.     

一个计算喷气翼的考虑非线性效应的涡格法

 本文发展了确定喷气翼气动性能的三维非线性方法。用附着涡和自由涡系统代表翼面、喷流、尾流和翼尖涡,解出弦向和展向载荷分布;同时解出喷流、尾流和翼尖涡的形状。所得结果在大展弦比条件下与实验及其他理论结果相符。本法可应用于各种展弦比、喷流角以及部分喷气情况下。     

翼型大攻角绕流的数值模拟

以求解二维N-S方程数值模拟NACA0012翼型大攻角状态的可压绕流特性;N-S方程是在贴体坐标系中给出的,以代数方法生成C型网格系统。采用LU-ADI格式计算,为提高格式的稳定性在隐式和显式部分分别添加了2阶和4阶人工粘性项。应用BaldwinLomax湍流二层代数模型模拟了大攻角时前缘分离涡的形成,旋涡对流及其非定常现象。在某些Mach数和攻角下NACA0012翼型的湍流解具有周期性。通过比较,本文数值计算结果同实验及国外相应的数值计算结果基本吻合。     

非定常前侧缘分离流的研究

 采用非定常涡格法 ,计算了三角形和矩形薄翼突冲起动和等速上仰这两种常见的非定常运动 ,得到了前 (侧 )缘分离涡及尾涡非定常卷起的流动图象及气动特性。分析了展弦比和攻角的影响。等速上仰的计算结果显示 ,仰起的动态过程能明显抑制分离涡面的破碎倾向 ,提高升力系数。计算结果和已有实验结果相比吻合良好     

机翼大攻角气动力数值计算

本文描述了一个计算任意平面形状的机翼在无粘、亚音速、大攻角情况下的气动力数值方法,计算大攻角下气流分离时的定常非线性气动载荷。考虑翼面具有脱体涡分离,对旋涡强度和自由涡的位置进行松驰透代,取得收敛解。计算结果与实验数据很接近。     

飞机大振幅滚转运动动态气动特性实验研究

在南航NH-2低速风洞中,对BJ-1飞机模型动态气动特性进行了实验研究.模型在不同攻角、不同振幅和不同频率时绕体轴作大振幅滚转运动,测量了模型的动态气动特性,着重分析了模型不同运动参数对模型滚转力矩和偏航力矩的影响.结果表明,模型攻角从小到大变化过程中,模型的滚转阻尼和偏航阻尼变化很大,滚转力矩和偏航力矩迟滞环变化方向发生改变.模型滚转频率对模型的滚转阻尼和偏航阻尼影响不明显,只改变力矩迟滞环的大小.随着模型振幅增加,滚转力矩和偏航力矩迟滞环从一个变成3个,出现2个交叉点,大滚转角时滚转阻尼和偏航阻尼特性与小滚转角时的相反.     

计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法

本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。     

小展弦比飞翼标模非定常流动及自由摇滚特性

小展弦比飞翼布局是中国新型战斗机布局的选择之一，其动态特性尤为重要。针对小展弦比飞翼标模在较大攻角下出现的非定常流动与自由摇滚现象，采用延迟脱体涡模拟（DDES）方法以及动力学模态分解（DMD）方法研究了飞翼标模在Ma=0.6下的非定常流动特性、脉动压力特性、自由摇滚特性，分析运动失稳机理，探索失稳运动控制方法。研究表明：飞翼标模大攻角下非定常流动特性主要体现为，头部发展的集中涡、涡破裂、螺旋波流动结构，其中旋涡破裂点以St=0.12～0.23的频率沿涡轴振荡，螺旋波频率在St=1.16～2.33范围内。数值模拟获得的飞翼标模自由摇滚特征与风洞试验吻合较好，摇滚运动出现在俯仰角24.5°～26°，滚转角平衡位置为28°。对摇滚机理的研究发现，背风侧的集中涡流动与迎风侧的分离流动相互“博弈”是摇滚运动发生与维持的物理机制。上扰流板打开30°时，对自由摇滚运动控制效果不明显，外侧副翼向下打开30°时，自由摇滚现象能够得到较好的抑制。     

吸气式导弹气动力预计方法研究

有攻角条件下在二元进气道壳体的尖锐棱角上会产生脱体涡,使壳体升力增长,导致进气道壳体的升力大于将壳体压扁后形成的小展弦比薄翼的升力。二元进气道阻力对全弹阻力有很大贡献,通气状态下则存在复杂的内外流干扰导致难于计算。本文基于风洞实验数据库和CFD数值计算解,发展了一种可计算带二元进气道吸气式导弹气动力的计算方法,获得了与实验数据吻合很好的计算结果,该方法可用于此类导弹的选型设计。     

小展弦比飞翼标模雷诺数影响数值模拟研究

采用数值模拟方法开展小展弦比飞翼标模的雷诺数影响研究。使用自行研制的多块对接结构网格亚跨超声速流场解算器程序Mbflow,计算了试验雷诺数、二倍试验雷诺数和飞行雷诺数等三种雷诺数情况下小展弦比飞翼标模的流场。通过对计算结果的分析研究,得到了不同马赫数(Ma=0.2、0.8和1.5)和攻角情况下雷诺数对小展弦比飞翼标模的气动特性和流场特征的影响规律。小攻角情况下,雷诺数主要影响摩阻的大小;而大攻角时,雷诺数对压阻也有明显影响。在亚声速时,雷诺数主要影响分离涡的起始位置和强度;跨声速和超声速时,雷诺数还会影响到激波的位置和强度。进一步研究了小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数问题,发现试验雷诺数接近于小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数。     

低雷诺数下二维翼型绕流的流场特性分析

采用高精度有限差分格式,对低雷诺数下二维翼型绕流进行了直接数值模拟,计算了雷诺数为1.0×104,NACA0012翼型0°,4°以及10°攻角下的流场。计算结果表明:在0°和4°攻角条件下,翼型绕流尾迹区的统计特性相似,0°攻角下的统计量值具有很好的对称性;在距翼型尾缘0.3弦长以后的尾迹区,旋涡排列成类似涡街的结构,涡量的极值、压力的极小值都位于旋涡中心,沿着流向,涡量极值的绝对值逐渐减小,压力的极小值逐渐增大。10°攻角下,翼型上表面从前缘开始分离,尾迹区统计分析结果所得图象与0°和4°完全不同,数值上较后者结果大;在翼型尾缘处,涡量的卷吸,高压力区域的形成,是旋涡脱落的条件,正向和反向旋涡的交替脱落,形成了类似涡街的结构。      

极小展弦比背鳍气动特性研究

对极小展弦比背鳍进行了风洞实验和CFD分析。研究表明：亚声速大迎角下背鳍涡破裂影响不严重,且涡破裂迎角较大;正侧滑通常使背鳍法向力增加,负侧滑使法向力降低;CFD分析证实了大负侧滑条件下翼片法向力会变成负值,从而引起十字翼在倾斜条件下滚转力矩发生突变。     

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响,基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局,在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下,通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08,在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明,在相同迎角条件下,翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响,翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局,且在前缘涡破裂之前,翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓,升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时,前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关,当前缘涡穿过激波时,涡强和涡核轴向速度迅速降低,当涡核轴向速度降为0时,前缘涡破裂。     

有翼飞行器大攻角分离涡模拟

基于势流方程,采用涡格法和三维离散涡相结合,模拟具有升力面分离涡的大攻角弹冀、弹体、尾翼组合体绕流。该方法适用于高亚音速、小攻角或大攻角有翼飞行器的压力分布、法向力和压力中心等气动特性的数值计算,并具有显示三维涡流场的能力。