翼下外挂物对机翼振动及颤振特性的影响研究

应用MSC／NASTRAN软件计算分析了某型飞机翼下不同位置挂装外挂物后，对机翼振动特性和机翼／外挂物系统颤振特性的影响，计算结果表明：翼下外挂物对机翼二弯和机翼一扭模态的影响较大。     

网格嵌套法在复杂流场计算中的应用

研究了机翼机身组合体带有外挂物如导弹、短舱等的流场特性，在计算中，机翼机身作为整体生成网格，外挂物单独生成网格。     

高速风洞品字形低阻弹外挂测力试验研究

在ＦＬ－２４风洞中，采用８台天平分别对母机，六枚“品”字形低阻弹及其外挂组合本同时进行了外挂测力试验，结果表明，各外挂物受机翼下洗流影响，其法向力，俯仰力矩特性与其单个外挂物在自由流中呈现的特性大不相同，翼下挂低阻弹及其挂架受侧洗流影响较大，零侧滑角时产季了横向气动特性，处于机翼复杂流场下的外挂物，除滚转力矩量值不大外侧向力和偏航力矩量值分别与法向力和俯仰力矩量值相当。     

外挂物、副翼操纵刚度对机翼颤振特性的影响

采用某型号机颤振风洞模型风洞试验的方法，研究了机翼外挂物重量、悬挂位置和不同的副翼操纵系统刚度对机翼颤振特性的影响。并对试验结果进行了分析。     

机翼多外挂布局颤振设计的工程方法

机翼多外挂布局颤振设计是在不改变机翼结构的条件下，对各外挂物的弦向布局位置和外挂联接刚度(包括侧摆、俯仰及偏航刚度)进行设计，使颤振速度在满足给定的约束条件下最大。相对机翼单外挂颤振设计，进行机翼多外挂布局颤振设计更易出现颤振分支改变等问题，使得多外挂颤振优化设计难度增大，针对这些困难，提出了一种机翼多外挂布局颤振优化设计的工程方法。方法利用单外挂设计的技术和程序，将多外挂设计转化为多步单外挂设计的迭代。算例表明，这一方法是可行的，优化后模型的颤振速度提高了27．6％。     

摇滚/PIV/压力同步测控技术的发展及其在机翼摇滚研究中的应用

在北航D4风洞已研制的机翼摇滚运动/流动研究组合装置的基础上,为实现在一次实验中同步测量机翼摇滚运动角位移和相应的物面压力分布及空间流动参数,发展了机翼摇滚/PIV/物面压力分布同步测控技术。基于该同步测控技术,进一步研究了前体涡诱导机翼摇滚过程中流动特性及演化规律。此外,还对同步PIV技术中粒子材料的选用进行了研究。     

基于扇翼机翼升推力机理的吹气机翼研究

基于对扇翼飞行器升推力产生机理的数值计算与分析，提出了一种扇翼飞行器机翼的替代方案——吹气机翼。分析了扇翼机翼升推力的产生机理并在扇翼机翼翼型的基础上构建了吹气机翼翼型。建立了两种机翼翼型的数值计算方法，通过对比相对静压分布曲线、速度云图和压力云图，证明了吹气机翼具有与扇翼机翼一样的升推力产生方式，即涡致升推力的形成机制。通过将横流风扇加速后气流流速定义为吹气机翼吹气速度，对比了两种机翼升推力随来流速度和迎角的变化关系。结果表明:两种机翼的升推力变化趋势基本一致，仅在迎角大于20°时，吹气机翼推力值相较扇翼机翼损失了近5倍。总体而言，在常规飞行状态下，吹气机翼能够替代扇翼机翼，为相关飞行器的增升和优化设计提供了一种思路。      

带边条后掠翼融合体隐身布局的应用研究

应用棱边边条和小展弦比大后掠角机翼融合设计，使边条涡稳定机头的脱体涡改善机翼根部流场；同时合理配置前翼，使鸭翼产生的涡流流经机翼时，加强了机翼上表面的主体涡流强度，推迟了机翼表面流态分了，提高了机翼的非线性升力。特别在大攻角时，边条涡处在机翼上表面与鸭翼自由涡和机翼主体涡相干涉，形成了三涡一体的非线性升力，极大地改善了全机的流动特性。经实验证明，该布局提供的方案，具有与同类普通布局为高的升力线斜率     

基于ANSYS的机翼动力学分析

针对无人机在挂载导弹飞行和发射导弹时,无人机机翼由于受到多种载荷影响所产生的应力应变,应用ANSYS软件动力学分析,计算模拟了机翼在受到多种载荷影响时所产生的应力分布和应变量。分析结果表明,由于外挂物重量和机翼周围气动流场的影响,机翼会产生不同程度的颤振和扭转,其研究结果对合理设计机翼结构具有一定的参考意义。     

飞机/外挂物组合体绕流的数值计算

采用嵌合体埋入方法计算带外挂翼-身组合体复杂外形的流动,将飞机/外挂物外形的流动区域分为机翼-机身和外挂物两个子区域,在机翼-机身子域上求解欧拉方程,在外挂物子域上求解全速势方程,通过两个流场的耦合迭代计算全流场的解。对C-5A飞机及某战斗机的计算表明,数值模拟与实验吻合。实现了不同子域流场使用不同方程的计算方法。     

典型复合材料机翼铺层设计分析

利用DASCM程序完成带整体油箱复合材料机翼铺层设计的优选方法、原理和算例。采用了灵敏度分析和导数均匀化两种方法进行复合材料铺层优选设计。优选设计后的复合材料机翼重量仅比金属机翼增重0.84kg,而颤振速度却提高22.6％,满足了设计要求,而且大大加快了设计速度。     

串列翼飞行器机翼耦合特性研究

串列翼飞行器由于其前后翼以及机身之间的相互干扰,气动特性复杂且难以预测。针对一款串列翼飞行器,以前后翼之间的垂直距离为变量,设计了五种气动布局,并使用CFD方法进行了数值模拟计算。通过对五种布局升阻特性与俯仰特性的比较及分析,发现前后翼垂直方向距离会显著影响整机升阻比、俯仰稳定性、气动中心位置以及压力中心位置。两翼间垂直方向上的距离越大,飞行器升阻比越高,且气动中心更加靠后。而在两翼间距离相同的情况下,前翼在下的布局拥有更高的升阻比,而前翼在上的布局拥有更好的俯仰静稳定性。     

机翼跨声速绕流的Galerkin有限元解法

本文给出了翼型和机翼跨声速绕流的Galerkin带权余数有限元解法。利用一系列适当形状的元素将计算区域离散,在元素内采用线性插值函数。对于超临界流动,文中采用了适合于有限元法的超声速上风技术,具有捕捉激波的能力。将这种技术应用于线松弛迭代解法中,在计算钝头翼型和机翼绕流时,都获得了成功。     

三维翼跨音速守恒型全位势流高效差分算法的应用

本文对跨音速守恒型全位势流,用Holst的高效有限差分算法,研制出分析三维翼跨音速流的实用程序。与Holst的TWING程序不同,本文用快速保角转绘生成二维正交O型贴体坐标网格,并以此为基础构造三维贴体坐标网格,因而节省网格生成的机时。本文不仅将方法用到有中等后掠的厚翼,还提供大后掠大根梢比薄翼的计算经验。对根梢比很大,前后缘后掠角相差非常大的机翼,指出本算法的困难,并分析了困难原因。     

用全位势方程计算侧滑机翼的跨声速绕流特性

本文对大后掠小展弦比细长机翼，由垂直于机翼纵轴的每一横流截面生成Ｏ型网格，从而形成对机翼流场的Ｈ－Ｏ型网格，用守恒型全位势方程，差分方法和隐式近似因式分解ＡＦ２迭代算法计算侧滑机翼的流场。     

再人体复杂外形无粘流场数值计算研究

本文在文[1,2,3]的基础上研究了非定常Euler方程的推进迭代方法,并将无波动、无自由参数的耗散差分格式(下称NND格式)发展为隐式、迎风格式,用以计算有差曲控制翼的再入复杂飞行器的育攻角、有侧滑角的超声速无粘绕流流场。其结果是准确的。本文的方法具有以下特点: 1.可以在同一计算程序中实现亚跨超流场的计算:在超声速区域,采用推进技术;在亚跨声速区,则自动选择推进迭代求解技术。 2.NND格式不仅具有公式简单,无自由参数的特点,而且过激波时满足熵条件,不会产生非物理解,也不发生振荡。 3.隐式差分格式的无条件稳定和Gauss-Seidel迭代的快速收敛,计算省时。 本文的方法曾用于烧蚀头部凹陷外形和航天飞机简化外形的计算,能自动选择迭代和推进区域。可以预言,如计算机条件许可,本方法可以用于大攻角的无粘流场计算。     

改进格网型中的跨音速分析和设计计算

 <正> 近年来采用不同的主控方程计算跨音速绕流的方法有了不断的发展和改进,越来越多的算例表明了计算流体力学的迅速发展,其中解全速势方程的跨音速计算方法也有了很大进展,并已为国外航空工业界广泛地应用于设计和分析计算中。其中有限体积方法提高了处理复杂外形的能力,若采用多重网格技术则可改进计算效率。但是为了发展一种普遍适用和可靠的格网系统以耦合有限体积算法仍有许多工作要做     

战术弹纵横向气动力计算方法

本文介绍一种计算中等攻角、中等侧滑角情况下正常式或鸭式布局的战术弹纵、横向气动力特性的方法。它是一种数值计算与工程计算相结合的方法。位流气动力通过求解线性偏微分方程获得,粘性分离产生的非线性气动力通过对一系列脱体涡的计算获得。方法中考虑了翼面与尾面间近距干扰和远距干扰的影响。本方法可用于计算来流马赫数为0到3.5左右、攻角和侧滑角为0°到20°左右、正常式或鸭式布局的战术弹纵、横向气动力系数。计算结果与实验数据比较,有良好的一致性。     

K8E飞机仪表板布局和结构设计

论述了飞机仪表板布局和结构设计的重要作用,介绍了其设计的程序和方法。同时,对K8E飞机仪表板和结构设计中存在的问题和难点进行了研究分析,并通过采取一些独特而有效的方法,很好地协调和解决了这些问题,使K8E飞机仪表板真正实现了布局科学合理、结构简单实用、板面整齐美观的设计目标,满足了埃及空、地勤人员对K8E飞机仪表板使用维护的要求。     

二维非定常欧拉方程的摄动解在超声速矩形翼上的应用

本文利用超声速线化理论给出的矩形翼载荷系数解析解作为权函数,对沉浮和俯仰谐振的二维平板翼压强系数进行加权修正,获得矩形翼谐振气动力的近似解,计算结果与线化理论数值结果符合得很好,本方法是超声速和高超声速矩形翼非定常气动力的一种统一和快速的计算方法。