直升机旋翼非定常气动力及结构动力响应计算

以二维非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程为模型方程,采用Ｊａｍｅｓｏｎ有限体积并引入变系数隐式残值光顺及固接网格计算了直升机旋翼不同展向位置处翼剖面的非定常气动力,进而采用插值的方法模拟直升机在悬停及前飞状态下,旋翼的桨叶所受的非常气动力载荷,并将之与桨叶的结构振动方程相耦合,求解其时域内的结构响应,非定常下气动力计算结果与实验结果做了对比,两者比较吻合,旋翼结构响应计算结果合理。     

复杂构形的亚、跨、超音速定常及非定常气动力的Green函数算法综述

对亚、跨、超音速定常及非定常气动力的 Green函数算法作了简要回顾 ,包括该方法的基本原理、近年来在国内的发展及其在气动弹性和气动载荷计算中的应用等。算例表明该方法适用范围广、计算效率高且比较准确     

计算机翼跨声速压力分布的格林函数方法

本文给出一种用格林定理将跨声速小扰动速势方程化成积分方程式,然后进行数值求解的方法,文中对场元强度进行松弛迭代,一般只需20次左右即达收敛。算例表明,该方法结果与差分法结果一致。     

机动襟翼控制规律的设计及飞机动态特性研究

飞机机动襟翼的控制规律~般是通过大量的风洞实验确定的。本文尝试用线性理论和辨识技术给出~个简单的理论设计方法,把襟翼偏角设计成迎角和马赫数的函数,所用数据是所有襟翼偏角对应的升、阻值,无需找出最小阻力包线,从而减少了计算或实验次数。文中用该方法对某型机的机动襟翼控制规律进行了设计,结果表明,该规律的襟翼偏角与实验有利值基本吻合。同时,仿真计算表明飞机的操、稳特性符合军用规范。因此这~方法对飞机设计中确定襟翼控制规律有~定的实际意义。     

准静弹性飞机升力分布及气动导数计算

本文介绍一种准静弹性飞机气动特性的数值计算方法。可以用它来计算亚音速时弹性飞机的升力分布及11个主要的纵向气动导数。 文中附有算例,并对准静弹性飞机动态特性方面的一些问题进行了分析和讨论。 本文所得的导数可直接用于弹性飞机操纵性与稳定性的分析。     

一种改进的计算压力分布的格林函数方法

对计算压力分布的格林函数方法作了一定的改进,虽然格林函数方法能给出比较准确的速势分布计算,但在压力分布的计算方面却比较欠缺,只给出了一个根据离散点上的速势值进行有限差分计算的简单的公式,采用这个公式无法算出物面准确的压力分布。鉴于此,通过对速势积分方程离散化后所得到的扰动速势的解析表达式进行微分运算,得到一组计算扰动速势导数的解析公式,并由此计算了物面上各离散点上的压力系数,其结果相当准确,与Navier-Stokes方程算法及实验结果相比,均吻合较好。另外,还对库塔条件在数值求解速势积分方程中的应用作了一定的改进,使计算结果更加准确。     

飞机非对称进入烟气流时的响应特性研究

用任意风场中六自由度运动方程研究了飞机在发动机正常和非正常工作情况下,一侧机翼进入烟气流时的响应特性.所得结果对机场和电厂的位置选择具有参考价值.     

弹性飞机空气动力及动态特性的数值计算和研究

本文给出了一种弹性飞机动态特性的数值计算和分析方法。文中考虑了飞机受扰后弹性振动与飞机总体运动的耦合作用,并着重研究了前几阶低频结构振型对飞机总体运动的影响。本方法采用了格林定理所导出的速势积分方程方法计算定常和完全非定常空气动力。采用特征根迭代法求解弹性运动方程,只需经较少次数的迭代即可收敛。文中附有算例,其计算结果是合理的。     

含湍流可变向微下击暴流的建模

本文建立一个适用于飞行力学研究和飞行员训练的微暴流风切变模型。该模型可模拟以任意方向倾泻的微暴流，其暴核离地高度、暴核直径、暴流强度、暴流倾泻方向、距机场位置等皆为可调参数，使用灵活方便，文中还给出了一种模拟非平衡微暴流湍流的方法，使微暴流模型更趋完善。     

俯仰振荡翼型跨音速粘性绕流的数值计算

以ＬＵ－ＴＶＤ混合格式求解二维非定常湍流Ｎ－Ｓ方程,计算了绕１／４弦点振荡的翼型跨音速粘性绕流解,与实验结果吻合较好。通过取不同ＣＦＬ数计算表明：在能得到非定常稳态解的情况下,取小ＣＦＬ数更能真实地反映非定常时间历程,具有更高的可信度