地效飞行器近波浪地面大迎角飞行分离流动数值研究

数值模拟了地效飞行器近波浪地面大迎角飞行的分离流场,研究飞行高度和地面波浪对气动性能的影响.使用Fluent软件求解非定常可压缩流动的质量加权平均NS方程和标准k-ε湍流模型,使用滑移网格处理地效飞行器和波浪地面间的相对运动.飞行高度降低,机翼上翼面的附着流动转化为分离流动.波浪地面飞行气动力平均值和水平地面飞行气动力随飞行高度变化的规律完全一致.     

地效飞行器波浪地面飞行气动性能数值研究

 使用Fluent软件求解非定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和标准k-ε湍流模型，采用滑移网格技术数值模拟地效飞行器在波浪地面上方飞行的全机流场，研究波浪地面对气动性能的影响。在余弦波浪地面上方飞行，气动力呈现周期性，文中给出了一个周期内气动力的变化规律，分析了飞行高度和迎角对气动力平均值和气动力波动幅度的影响规律。一个周期内翼剖面的压力分布表明，波浪地面主要影响机翼下表面的压力分布，对机翼上表面的压力分布影响很小。     

高超声速飞行器体襟翼局部分离流动数值研究

采用全Navier-Stokes方程的计算流体力学模拟技术研究了类HTV-2高超声速飞行器体襟翼局部分离流动特性,分析了不同飞行高度、壁面温度、飞行迎角等对流动分离特性的影响。研究表明:随着高度增加,壁面附近压力分布发生改变,沿着流向所形成的逆压梯度不断减小,使得体襟翼与飞行器表面附近的分离区减小;壁面温度增加导致压缩拐角(体襟翼与飞行器表面间)上游的流向速度梯度减小,即壁面粘性力减小,从而使分离区增大;随着迎角增加,压缩拐角内的逆压梯度增大,但上游流向速度梯度增加带来的黏性力增大更为明显,使流动更不容易发生分离,即分离区减小。     

地效飞行器机翼气动性能数值分析

选取NACA5312翼型,利用Fluent软件．采用有限体积法,求解定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和标准κ-ε湍流模型,数值模拟地效飞行器在不同高度、速度及飞行迎角下的飞行状态。对比无界流场,研究了在地效作用下,气动特性与迎角、来流速度以及相对飞行高度的关系。     

战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用

飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性，但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来，随着大迎角飞行研究技术的发展，战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域，将飞行左边界左移，扩大了飞行包线，减少了飞行限制，挖掘了战斗机的作战潜能。本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术，包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。基于这些技术的发展，结合工程实践经验，提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法，包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分，以供相关装备研制参考。     

过失速机动气动模型的试飞验证方法研究

介绍了现代飞机过失速机动的大迎角气动模型的特点和描述方法,结合某型飞机大迎角非定常气动力模型和推力矢量控制模型,分析了大迎角非定常、非线性气动力模型的飞行验证方法,并进行了地面模拟验证,为我国新一代飞机过失速机动大迎角模型验证飞行试验方法的研究和模拟试验技术的研究提供了依据。     

低雷诺数仿生分离流翼型气动特性初探

为了探索适合低雷诺数微型飞行器的翼型形式,基于对自然界鸟类和昆虫滑翔飞行时翅膀形状的观察,设计出一种由前缘削尖平板和后缘圆弧翼型组合而成的仿生分离流翼型。数值研究结果表明,气流在削尖平板的前缘点强制分离,形成大范围低压分离流动,随后在后部圆弧翼上表面再附形成稳定低压涡流区,从而实现较高的气动效率和较强的抵抗大气湍流的能力。上削尖平板可以使流动分离点固定在削尖点。相对于单独平板,仿生分离流翼型的升力系数有大幅提高,迎角为4°时提高了112%。此外,仿生分离流翼型可以在较宽的迎角范围内（4°~20°）保持高升力,但是迎角增加,阻力也快速增大,因此小迎角情况下（小于4°）气动效率更优。      

地效飞行器地面巡航气动性能数值模拟及分析

采用有限体积方法求解定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,模拟地效飞行器地面巡航全机流场。计算结果给出了地效飞行器气动性能随飞行高度和迎角的变化规律;采用镜像法理想涡模型分析了地面效应对翼尖涡位置和气流下洗角的影响;详细阐明了地面效应对诱导阻力的影响规律。     

层流飞行试验迎角精确控制技术研究

针对层流机翼飞行试验需求,开展飞行条件下的层流翼套迎角精确控制试飞技术研究。首先,通过影响迎角的飞行参数变量分析,实施滚转角控制和飞行重量控制措施,以试飞方法、评判准则和机载监控设备构建了一套层流飞行试验迎角精确控制试飞应用技术;然后,在飞行高度6 km和7 km,飞行马赫数0.45～0.65,翼套测试迎角2.0°～4.2°等多个飞行状态下开展飞行试验,对层流翼套迎角精确控制进行技术验证。试验结果表明,该技术实用可靠,可为后续层流机翼或翼套气动力飞行试验提供参考。     

等离子体气动激励抑制机翼失速分离的实验

进行了等离子体气动激励抑制机翼失速分离的风洞实验,研究了等离子体气动激励频率、电压、占空比和激励位置等对流动控制效果的影响.研究表明:在来流速度35m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制机翼大攻角下吸力面的流动分离,将机翼临界失速迎角由17°提高到19°;施加激励后,机翼最大升力系数提高了9.45%,阻力系数减小20.9%;激励频率在200Hz时,控制效果最好,对应的量纲一激励频率为1;迎角越大,流动分离越严重,需要更大的激励电压才能够有效抑制流动分离;最佳激励位置在流动分离起始点的前缘;在流动控制效果相当时,减小占空比可以降低能耗.      

地效飞机的纵向稳定性和气动布局特点研究

分析了地面效应对飞机气动力特性的影响,以及地效飞机不同于常规飞机的纵向稳定性准则,包括重心与迎角焦点和高度焦点的位置关系、影响其纵向稳定性的主要气动导数等。研究结果表明,地效区内飞机的气动力随高度呈非线性变化,而重心必须位于迎角焦点与高度焦点之间并且靠近高度焦点才能保证地效飞机的纵向稳定性。最后根据地效飞机的稳定性准则,讨论了保证地效飞机良好飞行品质的气动布局要求。     

某大型地效飞行器及其驮运巡航状态气动特性数值模拟

研究地效飞行器及其驮运负载飞行器巡航状态的气动特性,对大型地效飞行器的研发具有重要意义。采用求解N-S方程的有限体积法,分别针对地效飞行器巡航状态及其驮运负载飞行器巡航状态进行数值模拟分析。结果表明:综合考虑升阻比与阻力的大小,地效飞行器巡航状态机翼的最佳安装角为5.5°;综合考虑升阻比与巡航飞行的安全性、操纵性,地效飞行器巡航状态的最佳飞行高度为8 m;综合考虑巡航经济性以及从巡航状态过渡到分离状态的安全性与可靠性,两机驮运巡航状态下负载飞行器的最佳迎角为3°。     

Complex Flow for Wing-in-ground Effect Craft with Power Augmented Ram Engine in Cruise

Power augmented ram (PAR) engine is a popular equipment to reduce the requirement of power for takeoff and improve aerodynamic performance. To provide detailed insight into the aerodynamic characteristics of wing-in-ground effect (WIG) craft with PAR engine, numerical simulations are carried out on WIG craft models in cruise. Simplified engine models are applied to the simulations. Two cruise modes for PAR engine are considered. The aerodynamic characteristics of the WIG craft and other features are studied. Comparisons with WIG craft model without PAR show that shutoff of PAR engine results in an increase in drag and less change in lift. Accordingly for the work of PAR engine, the air flow blown from the engine accelerates the flow around the upper surface and a high-speed attached flow near the trailing edge is recorded. With the schemed PAR flow, more suction force is realized and the flow features over the wing vary noticeably. It is also shown that the Coanda effect, provided with an attached flow, introduces an appropriate and practical flow mode for WIG craft with PAR engine in cruise. The results refresh our understanding on aerodynamic characteristics of WIG craft.     

鸭式布局地效翼数值研究

针对地效飞行器气动特性和纵向静稳定性这两个重要问题,应用数值模拟的方法对鸭式布局地效飞行器进行了研究。在鸭式布局中,主翼和鸭翼互相干扰,流场比较复杂。简化了地效飞行器模型,只考虑了主翼和鸭翼,通过改变鸭式布局地效飞行器中鸭翼相对主翼的位置和角度,分析其对气动特性和纵向静稳定性的影响。     

Schemed Power-augmented Flow for Wing-in-ground Effect Craft in Cruise

To provide detailed insight into schemed power-augmented flow for wing-in-ground effect(WIG) craft in view of the concept of cruising with power assistance,this paper presents a numerical study.The engine installed before the wing for power-augmented flow is replaced by a simplified engine model in the simulations,and is considered to be equipped with a thrust vector nozzle.Flow features with different deflected nozzle angles are studied.Comparisons are made on aerodynamics to evaluate performance of power-augmented ram(PAR) modes in cruise.Considerable schemes of power-augmented flow in cruise are described.The air blown from the PAR engine accelerates the flow around wing and a high-speed attached flow near the trailing edge is recorded for certain deflected nozzle angles.This effect takes place and therefore the separation is prevented not only at the trailing edge but also on the whole upper side.The realization of suction varies with PAR modes.It is also found that scheme of blowing air under the wing for PAR engine is aerodynamically not efficient in cruise.The power-augmented flow is extremely complicated.The numerical results give clear depiction of the flow.Optimal scheme of power-augmented flow with respect to the craft in cruise depends on the specific engines and the flight regimes.     

鸭式布局地效飞行器纵向静稳定性数值研究

针对地效飞行器纵向静稳定性这一重要技术问题,应用数值模拟的方法对鸭式布局地效飞行器的纵向静稳定性进行了研究。首先对传统布局与鸭式布局纵向静稳定性的特点进行了对比分析;然后,通过改变前置鸭翼展弦比分析其对纵向静稳定性的影响。研究结果对地效飞行器的气动布局设计和研究有一定的指导和参考价值。     

地效飞行器重量估算方法

根据地效飞行器(WIG)的特点确定了3类地效飞行器的任务剖面,分析其与一般飞行器任务剖面和相关性能的异同点以及重量估算方法的适用度。通过现有地效飞行器数据和资料的整理,研究其起飞重量与空机重量以及其他各项参数的统计关系。比照一般飞行器重量估算的燃油系数法,确定地效飞行器各任务阶段的燃油系数及其相关计算过程中选择参数的修正。通过数据分析计算起飞重量和空机重量估算中的线性回归值,形成适用于各类地效飞行器的重量估算方法及其推荐经验系数。验算结果证明,A类和B类地效飞行器重量估算结果与实际产品基本相符,C类由于缺乏足够的统计数据,因此难以验算,但实际工程设计应用结果与经验类比法得到的重量估算结果基本一致,表明研究结果能够满足总体设计阶段重量估算的任务要求。     

一种负升力超高声速临近空间突击飞行概念

提出一种飞行高度70 km以上的超高速临近空间飞行概念,旨在通过火箭发动机克服大气阻力作用,通过负升力达到"增加"地球引力常数的等效效果,实现高于地球环绕速度的突击飞行,具有速度快、航程远的特点.分析了等高度巡航过程的受力情况,对气动参数选取、能量需求等问题进行了分析,给出了这类飞行器可能运行的空间区域.分析表明,该飞行方式可以实现在40 min内全球到达.