数值模拟模型尺度与来流条件对实验数据的影响

采用商业计算软件CFD-Fastran,数值模拟了高超声速一体化飞行器在真实飞行以及风洞实验来流条件下的流场,通过对壁面压力与摩擦力进行积分,得到全机的阻力系数、升力系数以及俯仰力矩系数。对不同来流条件以及模型缩比尺度的气动数据相关性进行研究,其中风洞来流条件的马赫数与静压与真实飞行条件相同,但总焓以及模型尺度不同。数值模拟结果揭示了风洞来流条件以及模型缩比尺度对飞行器整体气动性能的影响,表明发动机内流道摩阻系数计算结果的不同是发动机通流状态下全尺寸模型与缩比模型的阻力系数不同的主要原因。该结果为风洞实验数据的修正提供了参考。     

结冰环境下结冰/除冰过程的气动参数测量实验技术

采用结冰风洞实验方法,在0.3m×0.2m结冰风洞第二实验段对圆柱模型的结冰/除冰过程进行了气动参数测量实验。建立了电加热圆柱模型和适合低温高湿环境的五分量外式微量天平,获得了结冰气象环境下圆柱模型结冰/除冰过程的气动力/力矩随时间的变化规律。喷雾对载荷和动压的影响可以忽略,单位时间内模型受到喷雾的最大水平力、最大动压增量分别为0.6%和0.2%。基于结冰风洞低温高湿环境的测力实验技术可以捕捉结冰/除冰过程的气动力/力矩变化。结冰过程中,圆柱模型阻力系数随时间不断增大,呈现出近似线性增长趋势,而升力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数的变化可忽略不计。除冰过程中,前缘冰壳滑动改变了姿态,会造成阻力系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数等迅速变化,其对气动性能的影响难以预测。      

大攻角风洞自由飞动导数实验研究

实验是在0.2×0.2m~2超音速风洞中进行的,其来流Mach数为2.0。模型为带翼导弹模型。实验时用气体发射装置将模型向实验段上游发射;并以另一气流横吹模型使其呈大攻角状态飞行。最大攻角可达100°。采用高速鼓轮相机记录模型飞行姿态随时间的变化。用改进的数值积分法进行数据处理,求得俯仰阻尼导数随攻角的变化。     

高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究

采用数值模拟和风洞实验方法,对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究。实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围。结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大。该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据。     

翼身融合布局缩比模型飞行试验动力影响分析

动力系统的进排气效应是影响翼身融合布局飞机俯仰力矩特性和全机纵向配平的重要因素。为了研究动力对全机俯仰力矩的影响,基于飞行动力学方程,提出了一种动力影响计算方法。以某翼身融合布局缩比模型为研究对象,结合风洞试验数据,分析了模型飞行试验中爬升段、平飞段和下降段动力对全机俯仰力矩系数的影响,同时计算了迎角测量误差对俯仰力矩计算结果的影响。分析结果表明:动力使该翼身融合布局缩比模型低头力矩增加,会对全机纵向配平产生不利影响;迎角测量精度对俯仰力矩计算结果有较大影响。     

二维超燃冲压发动机尾喷管优化设计

为得到二维超声速燃烧冲压发动机尾喷管最优型面，建立了二维尾喷管基于N－S方程的优化设计模型，运用复合形优化方法对该模型进行求解，得到了尾喷管型面的优化设计，结果表明，尾喷管性能参数有明显的提高，推力系数和升力系数升高，俯仰力矩系数降低。同时，随着飞行马赫数的降低，推力系数和俯仰力矩系数都会下降，而升力系数却上升，并且初步研究了尾喷管下壁长度对尾喷管性能的影响，为超燃冲压发动机尾喷管设计提供一定参考。     

高超声速边界层转捩对旋转钝锥自由飞运动的影响

通过在钝锥模型表面上布置人工绊线促使边界层强迫转捩,采用运动自由度不受约束的风洞模型自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速旋转钝锥自由飞行运动特性和气动特性的影响规律,并与自然转捩的旋转钝锥风洞模型自由飞试验结果作对比分析,试验马赫数为5.0,以模型长为特征尺寸的自由流雷诺数为1.68×106。研究结果表明:有人工绊线的旋转钝锥在自由飞行过程中有"激励稳定"的绕流流场,产生动态稳定的自由飞运动(动稳定导数系数小于0),而无转捩绊线的旋转钝锥在自由飞行中则有"激励不稳定"的绕流流场,产生动态不稳定的自由飞运动(动稳定导数系数大于0)。     

10°尖锥标模高超声速动导数的实验测量

在中科院力学所JP－4B高超声速脉冲风洞中，用模型自由飞方法对1°尖锥开展动态实验测量，并用参数微分法辨识得到了该模型的俯仰阻尼导数。文中还介绍了在模型优化设计，模型工艺以及实验测量记录和数据判读技术方面的一些进展。实验结果表明；脉冲风洞中模型自由飞方法得到的10°尖锥标模高超声速动态气动特性测量值与国外可比数据一致，重复测量精度与弹道把试验相当。     

低速风洞带动力模型自由飞试验

为在风洞中模拟飞行器六自由度飞行的物理过程,获取飞行器流动/运动/控制耦合特性,对低速风洞带动力模型自由飞试验技术进行了研究。基于相似准则,在大型低速风洞建立了试验系统,利用纵向静不稳定的动力学相似缩比模型飞机,经过飞行控制律闭环控制增稳后,开展稳态飞行、施加标准激励验证飞行、控制律参数调整验证飞行、大迎角飞行等自由飞试验,并将试验结果与原型机飞行仿真结果进行了对比研究。结果表明,基于相似准则建立的低速风洞带动力模型自由飞试验系统,能够有效模拟飞机闭环控制飞行过程,试验结果准确反映原型机的稳定与控制特性。低速风洞带动力模型自由飞试验验证了原型机的飞行控制律,预测了其大迎角失速/偏离特性,形成了飞行器气动/飞行力学/控制一体化风洞试验研究能力。     

Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究

高超声速飞行器飞行接力点和巡航结束点尾喷管冷、热态俯仰力矩差较大,给飞行器的飞行姿态控制造成严重影响。为了减小喷管冷、热态俯仰力矩差,提出了在喷管上膨胀面末端增加移动板进行调节的方案,并进行了详细的三维数值模拟和相应的风洞缩比冷流实验研究。计算结果表明,Ma=4.5时,调节移动板伸出400mm,喷管冷、热态力矩差最大减小21.74%,推力系数损失1.64%;Ma=6.5时,调节移动板喷管冷、热态力矩差可降低77.59%,而推力系数只减小1.35%,调节收益非常明显。最后通过将喷管各调节状态下的冷流缩比实验壁面压力数据与计算结果的对比,证明了该调节方案的计算方法及其结果是可靠的,同时得出该调节方案可以有效地降低冷、热态力矩差的结论。      

非定常超音速侧滑机翼的升力、力矩系数及动导数的数值计算

 本文利用分布在机翼平面上的非定常超音速点源的特征线网格法给出非定常超音速侧滑机翼的数值解。本文给出侧滑机翼作沉浮、俯仰、滚转谐振时的振型以及计算升力、力矩和动导数（包括交叉导数）的计算方法。按本文用非定常理论数值解对典型的无侧滑机翼计算出的动导数与常用的按准定常理论解析公式计算结果进行比较和鉴定,结果表明本文方法是令人满意的。     

三角翼无尾布局全动翼尖的操纵性能研究

基于变前掠翼(VFSW)布局,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力输运(SST)湍流模型,对VFSW中三角翼飞行器全动翼尖(AMT)的流场进行数值分析。首先,通过未带机翼前缘延伸的三角翼试验模型验证了数值模拟算法的精度;其次,研究了三角翼无尾布局在超声速时AMT的操纵性能;最后,采用可视化方法分析了AMT的流场和作用机理。AMT计算结果表明:迎角对AMT偏航特性影响轻微,超声速时最大设计舵偏量的偏航力矩系数约为0.02,但偏航力矩和滚转力矩具有耦合性;耦合滚转力矩在局部大迎角时易反向,而舵面失升是滚转反向的根本原因;AMT的偏航作用线性较好,作动效率较高,消除不利滚转后是变前掠翼布局一种极具潜力的航向操纵面。     

翼型舵面偏转非定常流动数值模拟

针对NACA0012翼型舵面偏转问题,数值模拟了不同参数对翼型气动特性的影响。基于非结构动网格技术,采用ALE有限体积描述下的二维可压缩非定常N-S方程,计算通量采用Vanleer格式、时空二阶格式,利用Venkatakrishnan限制器抑制数值振荡。非定常计算结果表明,NACA0012翼型绕1/4弦点作周期性俯仰振动的升力系数和俯仰力矩系数结果与实验数据吻合良好,验证了数值方法的准确性;在翼型舵面表面有分离区产生,升力系数和俯仰力矩系数形成滞回环,在亚声速情况下,滞回环幅值较小,进入超声速阶段以后,幅值增大,随着翼型间缝隙宽度逐渐增加,翼型升力系数和俯仰力矩系数与无缝翼型相比逐渐降低。     

弧形翼-身组合体空气动力特性的数值模拟研究

利用高精度ＴＶＤ格式成功地完成了标准ＴＴＣＰ弧形翼－身组合体在马赫数为０．８～２．３６的湍流流场计算,通过对翼表面压力的积分求得自诱导转动力矩,与相应的风洞实验数据基本一致。流场的计算结果显示：自诱导转动力矩的变化主要是由于翼前缘和翼后半部分产生的法向力的差异造成的。最后进行了不同翼形参数的弧形翼－身组合体湍流流场计算,发现翼前缘削尖角角度增大和翼弦长增大,使总法向力增大。     

考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究

降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD 方法对优化结果进行校核。结果表明：与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。     

船尾形状对旋成体马格努斯效应的影响

尖头旋成体和船尾形状是子弹、炮弹及火箭弹等抛射体上常用的布局形式。研究表明船尾布局具有减小底部阻力、增大射程的作用,但此时旋成体的马格努斯效应增大,对运动稳定性产生不利影响。为了解释这种流动现象,对三维旋转弹流场进行了数值模拟,对从亚声速到超声速下的旋成体马格努斯力和力矩进行了分析,重点对标准形状和船尾形状两种底部进行了比较。结果表明,相对于标准形状,在所有来流下船尾形状都起到了增大马格努斯效应的作用,并且马格努斯力和力矩与船尾角成正比。为了揭示其流动机理,选择代表性计算状态对两种布局马格努斯力矩系数分布、边界层厚度分布和边界层位移厚度分布进行了对比分析,结果表明,在亚跨声速下船尾马格努斯效应由绕拐角的加速流动引起,使当地压力系数幅值增大;在超声速下船尾马格努斯效应由船尾段的气流膨胀引起,使旋成体左右两侧的边界层位移厚度畸变增大。上述两种效应都使马格努斯力矩增加,对于亚声速流动来说,该效应发生在柱段与船尾段连接位置;对于超声速流动来说,该效应发生在连接点以后的船尾段上。当来流速度在声速点附近时,上述两种效应都可能发挥作用,使船尾形状的旋成体马格努斯效应大幅增加。     

Numerical investigation of the shock interaction effect on the lateral jet controlled missile

A computational study on the supersonic flow around the lateral jet controlled missile has been performed. A three-dimensional Navier–Stokes computer code (AADL 3D) has been developed and case studies have been performed by comparing the normal force coefficient and the moment coefficient of a missile body. Different jet flow conditions including jet pressures and jet Mach numbers, and the circumferential jet positions have been incorporated into the case studies. The missile surface is divided into four regions with respect to the center of gravity, and the normal force and moment distribution at each region are compared. The results show conspicuously different normal force and moment variations according to each parameter variation. From the detailed flow field analyses, it has been verified that most of the normal force loss and the pitching moment generation are taking place at the low-pressure region behind the jet nozzle. Furthermore, it is shown that the pitching moment can be efficiently reduced by the lateral thrust obtained through higher jet Mach number rather than high jet pressure. Thus, an angle of yaw is more effective for missile control by side jet than an angle of attack.     

超音速来流中侧向喷流干扰流场的数值模拟

通过求解三维可压缩N S方程组,对尖锥/圆柱组合体模型在超音速绕流中的侧向喷流干扰流场进行了模拟,数值方法采用有限体积法,差分格式采用NND格式。分析了干扰流场的结构,研究了干扰效应对气动性能的影响,得到来流Ma∞=3 3和4 5时力放大因子和干扰力矩系数随攻角变化的规律,计算结果与实验一致。     

边条翼布局双垂尾抖振的数值模拟

对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°~40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,从而得出根部弯矩响应大小随迎角的变化曲线。结合流场特性对该布局双垂尾抖振的发生机理及抖振响应随迎角的变化规律作了深入分析。结果表明:该边条翼布局双垂尾抖振主要是由于边条破裂涡作用在垂尾上的脉动载荷引起的。最后,将垂尾根部弯矩响应的计算结果与该模型双垂尾抖振的风洞实验结果作了比较,结果符合得较好。     

飞行器跨声速区俯仰力矩系数建模方法研究

飞行器气动力建模的准确性对其飞控系统设计、仿真和飞行性能分析有显著影响.在跨声速区马赫数变化对飞行器气动力影响显著,并且呈严重非线性,而在通常的气动力建模方法中却很少考虑马赫数的影响.本文对此问题进行了研究,根据某空空导弹和某返回舱俯仰力矩系数在跨声速区体现出来的特点,提出并建立了俯仰力矩系数随马赫数变化的概率函数模型.采用遗传算法辨识得到了某空空导弹和某返回舱的俯仰力矩系数建模结果,与风洞试验数据的比较表明,本文提出的概率函数模型确实比较好地描述了这些飞行器俯仰力矩系数在跨声速区随马赫数的变化规律.