座舱盖抛放过程中的非定常气动特性研究

通过对N-S方程的数值求解模拟了座舱盖在静止和旋转两种状态下的气动力分布,分析了来流马赫数、旋转角速度以及迎角对气动系数的影响,研究了座舱盖自由抛放过程的非定常效应,并最终建立了预测座舱盖自由抛放过程气动系数的气动系数图。计算表明:(1)非定常效应是影响抛放过程座舱盖气动力分布的主要因素;(2)外形左右对称的座舱盖,均有非定常气动系数平均值与无量纲角速度成线性关系的规律,而且变化斜率几乎与舱盖形状尺寸等无关。     

舰船纵摇突变对舰面流场的影响

舰船在海上航行时会受到海浪的影响而产生横摇、纵摇等不同方向上的运动,同时海浪的随机性也会造成舰船摇摆参数发生变化,扰乱舰面流场,增加舰载直升机在甲板上方作业的危险性.为了保障舰载直升机在舰船上的起降和其他甲板作业的安全性,现基于两栖攻击舰的简化模型,通过计算流体力学方法,在纵摇状态下对舰面流场进行数值模拟,将不规则的纵摇运动简化为具有周期性的简谐运动,采用动网格方法来实现舰船的摇摆.首先定性分析了甲板上方涡结构的发展以及舰船纵摇周期和振幅的突变对流场结构带来的影响,其次通过垂向速度的变化对动态舰面流场做了进一步的定量分析.结果表明:当舰船突然开始纵摇或纵摇周期减半后,上层建筑和舰尾附近的位置要滞后于舰首一段时间才能建立起周期性流动,同时纵摇的加速导致了流场的恶化.当纵摇振幅减半后,相当于舰船的"静息期",流场变化平缓,垂向速度变化范围明显减小,有利于舰载直升机的降落.对于不同的纵摇状态,甲板上方各观测点垂向速度的波动都随高度的降低而增强,特别是舰首靠近甲板区域的波动最强.舰载机飞行员在进行甲板作业时应针对纵摇突变带来的影响,及时采取相应措施以保障作业安全.     

细长体大迎角无侧滑时涡系不对称的机理研究

本文介绍了细长体大迎角无侧滑时不对称涡系形成机理的初步探索结果。实验研究表明,不对称涡系的形成机理是:脱体涡受物面和位流边界影响,随着迎角增大,其强度和尺寸亦逐渐增加;当背风区宽度已不能容其自由发展时,左右两侧脱体涡便互相推挤,致使较弱的脱体涡被上推,形成了不对称的涡迹。 实验研究还表明不对称性的偶然性和必然性之间的辩证关系。对脱体涡在受到扰动和逆压后的情况亦作了相应的研究。所有实验是在常规低速风洞中进行的,实验雷诺数Re≈1×10~5。     

固体火箭发动机燃烧不稳定的影响因素分析和最新研究进展

总结和分析了国外对固体火箭发动机中出现的燃烧不稳定问题的理论、数值和实验研究.介绍了国外的研究思路和现状,详细阐述了固体火箭发动机中燃烧不稳定的主要影响因素,以及目前国外公认的不稳定触发机理--声/涡耦合、抑制措施及预测理论方面的进展,总结了有关发展大型分段式固体火箭发动机可能存在燃烧不稳定的相关信息,以期对国内固体火箭发动机在该方面的研究提供一定的参考.     

采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算

提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法，将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标，计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应，桨叶弹性变量通过有限元法进行离散，翼型剖面气动力采用Leishman—Beddoes二维非定常和动态失速模型，由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流，依据柔性多体系统动力学方法推早出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对Newmark隐式数值积分方法进行改进，用于求解旋翼桨叶的响应。以法国SA349／2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据，验证了方法的有效性。     

计算振动翼面非定常气动力的Fourier级数展开法

将翼面绕基准状态作任意形态的振动,用Ｆｏｕｒｉｅｒ级数展为ｎ个不同振幅、不同频率的谐波;用Ｇｒｅｅｎ函数法计算每个谐波引起的非定常气动力;然后在时域中将它们叠加,即可求得该翼面在时域中以给定的波形作振动时的非定常气动力。重点讨论了翼面作接近方波形振动时的非定常气动力。算例表明,该方法所得结果与其他方法及实验结果吻合。     

一种改进的非定常气动力拟合方法

颤振主动抑制系统(AFSS)开环模型建模的关键之一是非定常气动力的模化。本文讨论了现有几种拟合方法的优缺点;提出了一种改进的非定常气动力拟合方法。实际算例结果表明:用本文方法得到的模型,能描述气弹系统的主要特征。     

三角翼跨声速动态失速与涡破裂特性研究

通过数值方法研究了高速气流中细长三角翼作匀速上仰机动飞行时的背风面分离流与涡破裂特性和气动力特性。结果表明,在三角翼匀速上仰非定常绕流中,涡破裂起始攻角与上仰速度关系比较复杂,在本计算速度范围内,涡破裂起始攻角变化很小;动态时涡破裂点发展速度随攻角变化规律与静态结果差别甚大;三角翼大攻角非定常绕流前缘涡涡轴附近的流动以不稳定涡和涡破裂为主要特征;在一定的上仰速度以后即使在中等攻角前非定常升力与定常升力仍有较大差别,与低速情况有所不同;上仰运动使涡破裂点发展速度被延缓,从而提高了失速攻角和最大升力,并使失速攻角与涡破裂起始攻角的间隔进一步拉大,同时不改变升阻比     

球柱三维分离及涡流的数值模拟

对三维可压非定常Ｎ－Ｓ方程进行有限体积中心离散,并用Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔａ显式格式进行数值求解。数值模拟了球柱分离及涡流的形态结构,给出了具有激波、边界层、大分离区、涡流及其间相互干扰的复杂流型     

旋涡与垂尾相互作用的实验研究

采用七孔探针对一种边条翼双垂尾布局的飞机模型进行了空间压力场和速度场的测量。通过对于不同垂尾布局下旋涡与垂尾相互作用的流场特性的分析和比较,探讨了垂尾安装位置对飞机气动特性影响的机理