冲压发动机进气道和掺混段节流特性数值研究

为了研究冲压发动机进气道和掺混段节流特性及其内部的复杂流动,以同试验进行对比,采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区求解可压缩N S方程,数值模拟弹体,进气道和掺混段一体化通气模型复杂流场。进气道为"X"型布局二元双楔平面压缩混压式进气道,掺混段为圆形截面。计算了掺混段出口反压比pt pt∞=3 5～5 5,总压恢复系数σ,流量系数φ及流场情况。同风洞试验结果比较表明:计算结果较为合理。通过对计算结果的分析,定性讨论了该冲压发动机的节流特性和掺混段内部复杂流动状况。     

X型布局导弹冲压发动机攻角特性数值研究

冲压发动机是导弹设计者关心的重要问题之一。在实际飞行中为了有效的跟踪和攻击目标,必然要面对带攻角的情况。为了更好的模拟弹体、进气道和掺混段一体化影响,本文采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区耦合求解可压缩N S方程,数值模拟了掺混段出口压力与来流压力比为P P∞=4 2超临界状态下,二元方形截面"X"型布局一体化通气模型复杂流场。计算了不同攻角对冲压发动机性能和流场所产生的影响,并对结果进行了比较和分析。     

相对厚度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响

以固定翼微型飞行器为研究背景,研究了相对厚度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响规律.采用Roe迎风差分格式和双时间步迭代方法,数值求解拟压缩性修正不可压Navier-Stokes方程,给出了数值算法与实验数据的对比验证.以翼型弦长为特征长度,在Re=500～50,000情况下,选取不同最大相对厚度和不同最大相对厚度位置的翼型,计算了其等速上仰时的动态气动力,结果表明前者对气动力影响显著,较小最大相对厚度值可获得较大的动态升阻比.     

三维流场乘波体快速设计方法及多目标优化

为扩大乘波体的设计空间,精确地计算设计流场,引入高超声速激波装配法,结合基于多重网格的搜索技术加速寻点效率,扩展流线追踪方法到三流流场,建立普适于一般三维流场的乘波体快速设计方法。对设计曲线使用B样条方法建模并提取设计变量,结合改进的Pareto遗传算法对升阻比和容积率进行多目标优化设计,获得了性能较高的乘波外形。研究表明此方法效率高,设计空间大,是一种乘波体设计的新方法和新思路。     

冲压发动机进气道掺混段与弹体内外流场一体化数值模拟

采用二阶迎风隐式TVD格式分区求解可压缩N-S方程,数值模拟了导弹、进气道和掺混段内外流一体化通气模型的复杂流场.本文给出了掺混段出口压力与来流压力比为P/P∞=3.5,4.2和4.9情况的数值模拟结果.并分析了流场特性及激波波系结构,总压恢复系数σ和流量系数ψ.同风洞试验结果进行比较,表明计算结果是合理的.文中还对该CFD分区计算内边界处理所采用的数据结构进行了阐述.     

低雷诺数翼型层流分离现象大涡模拟方法

为准确预测翼型低雷诺数条件下出现的层流分离流动现象,发展了基于结构化拼接网格的大涡模拟方法。控制方程为Favre滤波Naver-Stokes方程,并选用多种亚格子模型。空间离散采用AUSM格式以及高阶WENO格式,时间推进采用显式方法和隐式方法。以SD7003翼型在雷诺数60 000及4°迎角下的层流分离流动为研究对象,对比分析了数值格式、亚格子模型、网格尺度对流场预测结果的影响。数值结果表明:划分的计算网格能够有效解析小尺度流动结构,基于隐式亚格子模型、采用AUSM格式和双时间步推进的大涡模拟方法能够准确预测流动分离、转捩、再附等复杂流动现象,计算得到的平均压强系数与雷诺应力分布与文献数据吻合较好。与转捩模式计算结果对比进一步表明:发展的大涡模拟方法能够准确预测翼型低雷诺数层流分离流动非定常演化过程,为下一步的研究工作建立了有效的数值模拟手段。     

可变形飞行器机翼两种变后掠方式及其气动特性机理

为了探索可变形飞行器机翼以不同方式变后掠时的气动特性差异及其物理机理,对旋转变后掠和剪切变后掠翼身组合体进行了宽广速域的绕流流场数值模拟,并对其气动特性与机理进行了分析。计算中,采用粘性可压缩流动的数值模拟方法和三棱柱-四面体的非结构-结构混合网格。结果表明:剪切变后掠具有优于旋转变后掠的特性,前者在宽广的速域内均具有显著优越的升阻比和阻力,主要原因在于不同变后掠方式所引起的流场结构的显著差异。     

双翼微型飞行器水平阵风响应实验研究

在南航非定常风洞内,研究了一种双翼微型飞行器在水平阵风作用下的非定常气动特性变化,给出了模型迎角变化、风速脉动频率变化对微型飞行器气动特性的影响.研究表明:在来流减速和加速过程中,模型上的气动力发生很大变化,特别是在迎角较大的情况下;同时随着风速脉动频率的增大,升力系数的增加也很明显.分析认为由于翼面上的不同流态对风速脉动的响应不同,导致了翼面上流动结构的变化,从而使微型飞行器的升力特性发生改变.     

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。     

基于熵权法的管制员素质机测因子赋权研究

采用基于计算机的测试方法来衡量管制员素质水平。在管制员素质机测中,有效度和可信度是2个重要指标。机测因子赋权对于有效度和可信度衡量影响至关重要。将熵权法用于机测因子赋值,与传统的经验值方法相比,发现成绩区分度更高,客观公正,操作简便。