微型飞行器相关布局气动特性实验研究

微型飞行器由于飞行雷诺数比较低,其流动现象和机理比较复杂,对其进行相关的实验研究是尤其的必要且可行。本次试验通过由带有一定厚度和弯度的翼型构成的矩形机翼和反齐默曼机翼的对比实验、不同弯度的对比试验、不同参数的鸭翼实验以及翼尖小翼实验,重点分析了平面布局、弯度、鸭翼以及翼尖小翼对气动特性的影响。试验结果表明:在带有一定厚度和弯度的情况下反齐默曼气动性能好于矩形翼;适当的弯度能提高飞行器升力特性和纵向稳定性;鸭翼能有效地提高微型飞行器的气动特性;翼尖小翼能改善飞行器的升阻特性。     

双翼布局微型飞行器气动特性试验研究

通过低速风洞试验研究了使用双翼布局改善固定翼微型飞行器（MAV）气动性能的问题。首先比较不同平面形状单翼（齐莫曼翼和反齐莫曼翼）与双翼布局的气动特性。在此基础上为了优化低雷诺数范围内的双翼布局,研究不同几何参数对气动特性的影响,包括双翼不同的翼间距和交错位置以及不同的上下翼平面形状,并分析了造成这种气动性能差异可能存在的流场相互作用机理。研究表明,双翼布局能够改善单翼微型飞行器的气动性能,双翼之间的相对几何位置对其气动特性影响很大。通过不同平面形状上翼与下翼组合的比较发现,就最大升力和升阻比而言,上翼为齐莫曼翼、下翼为反齐莫曼翼且上翼位于下翼上游的布局较优。     

低雷诺数条件下微型无人机机翼形状的研究

利用CFD软件FLUENT,通过Spalart-Allmaras模型、低Reynolds和二层模型这3种湍流模型对正八边形机翼平面布局进行绕流分析并与试验数据进行对比,选择了低Reynolds湍流模型对4种微型无人机机翼平面形状的低雷诺数气动特性进行模拟分析,结果表明,矩形布局和反齐默曼布局是微型无人机比较理想的设计选择.     

柔性翼微型飞行器气动特性的实验研究

 柔性翼有望提高微型飞行器(MAV)的抗风能力。为进一步了解柔性翼的气动性能,建立MAV数学模型,并为飞行仿真和飞行控制设计做准备,在低雷诺数风洞中对柔性翼微型飞行器进行了风洞试验,同时采用翼型、机翼平面形状和尺寸大小均相同的刚性翼进行了风洞对比试验。对比结果表明：柔性翼相比于对应的刚性翼,失速迎角较大;柔性翼的最大升力系数较大,但是柔性翼的变形在提高升力的同时也增大了阻力,升阻比的情况较为复杂;在较低雷诺数情况下,柔性翼的纵向静稳定性略优于刚性翼;柔性翼的长周期和短周期模态的衰减特性和阻尼特性略优于刚性翼。     

基于数值风洞的鸭翼-前掠翼布局涡干扰特性研究(英文)

基于高性能数值风洞,在低雷诺数下对前掠翼布局中鸭翼涡和主翼涡之间的干扰机理进行了研究,着重研究了前掠翼鸭式布局中鸭翼位置对纵向气动特性影响的机理,发现鸭翼和主翼之间的气动力干扰与相互的耦合作用在全机的升力特性和稳定性方面做出了很大的贡献。随着鸭翼的引入,可以从根本上改善主翼表面的流态,由它产生的自身脱体涡涡系对主翼涡系能够产生有利干扰,可以有效的控制边界层的气流分离。中小迎角时,其气动特性的提高主要取决于鸭翼和主翼的相互位置;而大迎角飞行时,则还与主翼和鸭翼自身产生涡系的强度、位置、破裂早晚以及相互的控制力有关等。并展开速度矢量图、空间流线图以及压力云图对其不同的气动布局和涡系进行了分析.     

仿鸟柔性扑翼气动特性与能耗的数值研究

建立了适当的三维仿鸟柔性扑翼模型,并以配平重力和平衡阻力为条件,数值计算了它的低雷诺数非定常流场.研究揭示了翼面初始扭转角度、动态俯仰幅度等重要设计参数与飞行性能的关系,表明扑翼平面的初始扭转程度、扑翼柔性材料的选择以及两者之间的合理搭配对扑翼机的成功飞行至关重要.研究分析了仿鸟扑翼的流场涡结构、升力推力产生原理,下扑过程附着上翼面的前缘涡是升力产生的重要机制.对扑翼气动功率的比较分析也发现,人造扑翼机需要的气动功率明显高出同等大小的鸟类,在效率方面尚不及扑翼飞行生物.     

涡襟翼在不同雷诺数下的控制分离特性研究

受鸟类抬起羽毛控制分离流的启发,涡襟翼成为翼型大迎角分离流的控制措施之一。采用数值模拟方法研究不同雷诺数下涡襟翼在控制翼型大迎角分离流动时的气动特性及其物理机制。结果表明：涡襟翼在低雷诺数下能够极大地改善翼型的大迎角升力特性,其物理机理是涡襟翼将翼型主分离涡的涡心位置控制在离翼型更近的区域,且涡心位置的涡量得到大幅提升,使得涡心附近的低压特性影响到翼型上表面,而且涡襟翼能够将翼型上方前区的低压与下游的高压隔开;但是在高雷诺数（对应常规飞机雷诺数）下涡襟翼改善翼型大迎角气动特性的效果远不如低雷诺数情况,由此解释了为什么鸟类能够通过羽毛抬起提高升力特性,而常规飞机的涡襟翼只能作为阻力板使用的原因。     

螺旋桨滑流对菱形翼布局无人机气动的影响

采用基于混合网格技术及k-k_L-ω转捩模型求解雷诺平均Navior-Stokes （RANS）方程的多重参考系（MRF）方法对带桨状态的低雷诺数菱形翼布局无人机（UAV）的气动特性进行了准定常数值模拟,通过对无人机带桨状态和干净构型的气动力系数及流场结构特性进行对比分析,研究了螺旋桨在不同安装位置时其滑流对菱形翼布局无人机气动特性的影响。研究结果表明,螺旋桨滑流并不总能提高无人机的升力特性;螺旋桨安装在机头及前翼时后翼受到螺旋桨滑流形成的组合涡系的影响,其气动性能有较大的变化;螺旋桨滑流对机翼的增升作用还受到机翼掠角和螺旋桨旋转方向的影响;受布局特性影响,当安装位置远离焦点时,螺旋桨滑流对无人机的俯仰力矩特性影响较大。     

机翼掠角对前掠翼布局气动性能影响的流动机理

采用N-S方程和SST模型数值模拟方法,对比了前掠翼和后掠翼飞机气动性能的差异,对不同前掠角前掠翼布局的飞机纵向气动性能进行了比较,分析了其流动特性,总结了前掠角对前掠翼布局气动性能的影响.研究结果表明,前掠翼与后掠翼气动性能差异的根源是展向速度的不同;小迎角(α<16°)时,前掠角较小的模型气动效率较高,升力系数和升阻比也较大;大迎角(α>16°)时,随着前掠角的增大,前缘涡和侧缘涡增强,对翼面流动产生有利控制,因而前掠角大的模型升力系数较大.该研究可为前掠翼布局的设计提供理论依据.     

基于非定常涡格法的扑翼飞行器气动特性优化

旨在为柔性扑翼飞行器的翼面选型与设计提供一定依据,研究其气动优化.建立了扑翼的非定常涡格法(UVLM)尾涡模型;采用面向对象的编程技术对该模型进行求解并引入GPU流式编程技术实现了UVLM并行计算,使其执行效率提高了3倍;以升力和推力的最大化为目标,并采用模式搜索法对扑翼的扑动与俯仰运动相位差、扑动频率与柔性扭转角以及翼面结构进行了优化.结果显示,要获得尽可能大的气动推力,翼面应设计成倒梯形且其外翼段应具较大面积,要使升力最大化则需将翼面设计成正梯形布局并应使内翼段面积较大;为进一步提高FMAV推力,应在增大扑动频率的同时适当减小翼面的柔性扭转角.研究表明,内嵌UVLM的模式搜索法可望成为FMAV气动优化的一个重要工具.     

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.     

类乘波体飞行器的气动力工程计算

为估算高超声速类乘波体飞行器的纵向气动力,以三角形面元逼近飞行器外形,根据飞行器迎/背风面情况分别采用达黑姆-巴克法、普朗特-迈耶耳法、切锥法和膨胀波方法计算无粘气动力;通过经验公式估算粘性阻力,并考虑飞行器主要部件之间的气动干扰情况,计算了翼片之间、翼身之间的气动干扰因子,得到整个飞行器的气动力。为验证该方法,以某飞行器为例进行了计算,计算结果与CFD吻合。     

机翼大迎角气动力的快速算法

在定常势流 Green函数方法计算位流气动力的基础上 ,应用前缘吸力比拟法计算机翼大迎角气动力 ;并考虑了涡破裂所产生的影响。计算结果与实验结果吻合良好 ,为高机动飞机初步设计提供了一种快捷、准确的气动力计算方法     

三维机翼亚声速非定常谐振计算

本文秀时间历程涡格法对三维亚声速机翼的非定常振荡气动力作了计算研究，算例结果与实验结果比较表明本方法精度高、用时少，使用方便。     

考虑机翼几何非线性的气动弹性建模与分析

大展弦比柔性机翼结构重量轻、气动效率高,广泛应用于高空长航时无人机(UAVs)。飞行过程中,这类机翼在气动力作用下发生大变形,线性结构模型不再适用,需要建立考虑几何大变形的结构模型。采用牛顿力学方法推导了考虑结构几何非线性的机翼结构动力学模型,该方法推导过程简洁、物理意义明确,可以与Hodges基于哈密顿原理的推导方法相互补充,相互验证。为了能够更准确地求解大展弦比柔性机翼的非定常气动力,建立了能够考虑机翼三维效应且适用于机翼空间大变形的非定常气动力模型。基于建立的非线性结构模型和非定常气动力模型,采用松耦合方法建立了非线性气动弹性模型,并通过算例验证了气弹模型的准确性。研究结果表明,大展弦比柔性机翼颤振速度对来流迎角和机翼的展长均较为敏感;当来流速度大于颤振速度时,由于几何非线性,机翼振动并未发散而是形成稳定的极限环振荡(LCO);随着来流速度进一步增加,机翼再次穿过临界稳定点,由不稳定系统变为稳定系统,直到随着速度的增加系统再次达到临界稳定状态。     

窄条翼布局导弹摇滚特性及流动机理

钝头体窄条翼布局导弹在大攻角下拥有极为优异的纵向气动特性,但横向容易失稳,做快速机动时容易诱发非指令的横向不稳定运动。通过开展高速风洞自由摇滚试验和数值模拟,研究了窄条翼导弹自由摇滚特性和流动机理,试验与计算吻合较好。研究发现:较大迎角时,窄条翼面积中心距离尾舵前缘根部5~6倍直径时,模型会进入极限环摇滚,窄条翼位置对模型稳定性有显著的影响,去掉窄条翼或尾舵时,模型均不会进入摇滚;模型空间流场特性表明,气流经过窄条翼时形成的片涡,对背风舵产生强烈的干扰,抑制了尾舵涡的形成和发展,使背风舵动态失稳,导致模型进入极限环摇滚。     

复杂全机带多个外挂物气动力数值计算

把镜像理论用于计算机翼与机身，机翼与外挂物的气动干扰，并开发了复杂全机带多个挂物的面元生成程序。     

Unsteady aerodynamics of nonslender delta wings

Unsteady aerodynamics of nonslender delta wings, covering topics of shear layer instabilities, structure of nonslender vortices, breakdown, maneuvering wings, and fluid/structure interactions, are reviewed in this paper. Vortical flows develop at very low angles of attack, and form close to the wing surface. This results in strong interactions with the upper-surface boundary layer and in a pronounced dependence of the flow structure on Reynolds number. Vortex breakdown is observed to be much less abrupt compared to breakdown over slender wings. This results in challenges for the precise determination of vortex breakdown location and the interpretation of flow visualizations. One of the distinct features of nonslender wings is the location of the primary attachment zone outboard of the symmetry plane. Reattachment location correlates with the wing stall process and increased buffeting. Dramatic fluid/structure interactions emerge with increasing wing flexibility and result in substantial lift enhancement in the post-stall region. This recently discovered phenomenon appears to be a feature of nonslender wings. Rigid delta wings undergoing small amplitude oscillations in the post-stall region exhibit many similarities to flexible wings, including reattachment and re-formation of the leading-edge vortices. Unusual self-excited roll oscillations have also been observed for free-to-roll nonslender wings.     

机动式再入弹头小滚转气动力风洞试验技术

基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起（如边条,小配平翼）的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程。采用理论验证、最小二乘拟合、动力学仿真计算等方法,建立相应滚转力矩气动力模型进行试验数据处理和分析。风洞试验结果显示,数据大小合理,规律性好,同时可获得试验模型在滚转运动中的滚转气动力随时间的变化曲线,以及任意滚转角位置的小滚转静力矩,能够满足机动式再入弹头小滚转气动力测量试验的发展需求。