基于FLUENT的双翼末敏弹气动特性研究

为研究双翼末敏弹气动特性,基于计算流体力学方法,对S-C形尾翼组合的末敏弹气动外形流场进行计算.获得了末敏弹气动外形表面压力分布规律,以及阻力系数、升力系数、转动力矩系数和压力中心系数随迎角的变化规律.通过模型自由飞行试验获得了末敏弹动态阻力系数和转动力矩系数,结合末敏弹飞行姿态变化分析了双翼末敏弹动态气动特性.结果表明双翼末敏弹增阻效果明显,能够提供平衡弹体自身重量的阻力,达到减速要求.S-C形尾翼组合结构能够为末敏弹提供转动力矩,使末敏弹产生具有稳态扫描形式的运动.研究结果可以为改进末敏弹稳态扫描平台设计提供参考.     

双组尾翼弹气动特性计算与分析

本文根据双组尾翼弹的外形特点，选用了代数网格生成方法，通过求角N－S方程，对其气动特性进行了数值计算，并对其计算结果进行了分析。由计算结果可知，此种弹的双尾翼可以为其提供一定的转速和升力，提高其静稳定性。并且此种弹已经用于型号设计。     

不同尾翼灵巧子弹气动特性实验研究

从无伞灵巧子弹稳态扫描的必要条件出发,设计了轴向折叠和径向折叠两种尾翼类型的子弹气动外形。设计了模型和实验装置,进行了小迎角低速风洞实验。获得了模型在固定和旋转条件下的气动力数据,测量了模型在气动力作用下的转速,对模型的稳定性进行了分析。实验结果表明：模型采用轴向折叠尾翼,能够设计足够有效的迎风面积和增阻效果良好的翼面形状,维持较为稳定的转速,具有良好的旋转稳定性;采用径向折叠尾翼的模型,增阻效果不明显,稳定旋转能力较差。实验结果为无伞灵巧子弹的设计提供了重要参考。     

超声速底部排气弹底部流场与气动特性研究

为了研究超声速底部排气弹气动特性,采用AUSMPW+迎风格式、k-ωSST湍流模型、8组分12反应化学动力学模型和二阶矩湍流燃烧模型耦合求解三维带化学反应的Navier-Stokes方程。在数值方法的有效性和可靠性得到验证的基础上,对超声速底部排气弹底排真实气体流场进行了数值模拟,分析了攻角和船尾角对底部排气弹的底部流场结构和气动特性的影响规律。计算结果表明:攻角对底部流场结构影响较大。随着攻角的增大,迎风面和背风面的初始回流区体积逐渐减小,且迎风面的初始回流区体积始终小于背风区;随着攻角的增大,底部阻力系数、总阻力系数等气动系数均增大;不同工况下存在着相应的最佳船尾角。船尾角的改变会引起底部流场结构的变化,同时影响着富燃气体的二次燃烧区域与强度。有底部排气时对应的最佳船尾角比无底部排气时的最佳船尾角小。     

战斗机平尾翼面损伤对全机气动特性的影响分析

针对战斗机平尾翼面损伤后飞机的再平衡问题进行了研究。以某轻型战斗机为研究对象,利用Pointwise软件生成飞机无损状态和右侧平尾翼面外端损伤50%的表面网格,然后将网格导入ICEM CFD的Cart 3D模块绘制出用于计算的笛卡尔体网格。分析了典型飞行状态下无损飞机的全机气动特性,基于飞机运动方程得到了初始平飞状态为2°迎角和4°平尾偏角的气动特性和发动机所需推力。运用迭代分析法从理论上分析了右侧平尾翼面外端损伤50%时,维持飞机平飞所需迎角为1.9°,左右副翼偏角分别为1.2°和-1.2°,左平尾偏角为6.7°,方向舵偏角为-0.5°,发动机推力为18.256 3 kN。     

旋翼布局对共轴刚性旋翼直升机气动特性影响研究

为研究旋翼布局对共轴刚性旋翼直升机气动特性的影响,建立了一种基于计算流体力学(CFD)技术的共轴刚性旋翼直升机全机气动干扰分析方法。通过某模型旋翼进行计算并与试验数据对比,验证了该方法的正确性。然后,针对旋翼间距、旋翼轴前倾角和桨毂中心相对直升机重心位置对共轴旋翼与旋翼/机身的气动特性进行了研究,分析了旋翼布局改变对共轴旋翼及旋翼/机身气动影响。结果表明：3个旋翼布局参数改变对悬停及前飞状态的气动特性均存在一定影响,其中旋翼轴前倾角影响明显;随旋翼轴前倾程度增加,悬停状态下轴向速度峰值与机身上表面相对压力峰值出现前移情况,前飞状态下桨毂中心后侧的轴向速度和机身上表面相对压力数值均有所减小。     

冲角对涡轮低压导向器气动特性影响的实验研究

本文实验研究了通过前置可调导叶改变来流气流方向对涡轮低压导向器环形叶栅损失的产生与分布的影响, 以及在沿叶高不同分布的冲角下模型叶栅气动特性的变化。在不同的沿叶高分布的进气冲角下, 详细地测量了导向器出口流场和叶栅表面静压分布, 得出导向器总流动损失随平均冲角的变化, 从而确定了对应最小流动损失的冲角范围, 对导向器的变工况性能做出了评价。      

尾翼攻角对斜背式轿车气动力特性影响的研究

以简化的斜背式轿车模型为研究对象,以商用计算流体力学软件STAR-CD为工具,利用移动边界条件进行三维数值模拟,计算了加装尾翼前和加装尾翼后两种车速下的车身阻力系数和升力系数,并通过与试验结果的对比,验证了数值计算结果的正确性。计算结果表明,尾翼的加装可以改善尾流结构,从而使气动力特性得到改善。     

飞翼布局无人机喷流对气动特性影响研究

采用计算流体力学方法,针对飞翼布局无人机涡扇发动机喷流问题开展了数值模拟研究。首先,应用Reynolds平均Navier-Stokes方程数值模拟方法,对典型飞翼布局无人机数值模拟进行了网格无关性验证;其次,探讨了在工程设计中,由于喷流导致无人机产生的外形变化带来的气动特性差异;最后,针对典型工况下不同落压比喷流条件,研究分析了涡扇发动机喷流效应对无人机气动特性的影响规律。研究结果表明:喷流导致飞翼布局无人机外形发生变化,因此带来6%～9%阻力系数的增量,并使俯仰力矩系数下移;而喷流效应主要影响无人机阻力系数和俯仰力矩系数,影响规律随落压比而变化。     

轻型通用飞机外挂吊舱对气动特性影响研究

飞机完成外挂吊舱的改装后,会引起其气动特性的变化,进而影响其飞行性能和操稳特性。以某双发轻型通用飞机为研究对象,在其机头处挂装光电吊舱、机腹处挂装SAR雷达吊舱,利用CFD技术获得外挂吊舱后飞机的气动数据,并计算改装后飞行性能的变化,分析改装对操稳特性的影响。结果表明:改装后飞机的起降距离、爬升率、航程航时等飞行性能指标有所降低,但对飞行品质的影响较小。研究结果可以指导飞机吊舱加改装,并可作为适航取证和后续试飞试验工作的参考。     

初始环境温度对真空管道高速列车气动特性的影响

伴随着激波、膨胀波等波系的综合作用,真空管道高速列车诱发的气动热效应十分明显。初始环境直接关系到管内列车气动性能的好坏,研究环境初始温度对真空管道高速列车气动特性的影响对未来真空管道列车运输系统的研发具有重要意义。在建立含动边界的准二维非定常数值计算模型的基础上,通过分子动理论描述气流物性变化,利用SST k-ω转捩模型预测层流-湍流的混合流动状态,结合动网格技术实现了管内列车的跨音速运动,研究了273.15 K、300 K、350 K、400 K的初始环境温度下列车的气动特性变化。结果表明,随着初始环境温度增大,整车阻力减小,尾流扰动区发展过程减缓而车前扰动区发展过程加快,整个流场扰动区长度变化不大;在不同初始环境温度下,尽管尾流伴随着涡流脱落,但其温度波动的主频很低,约为0.76 Hz,波动幅度不超过2 K。     

尾翼对超空泡航行器形态及力学特性影响实验研究

超空泡水下航行器弹道控制技术是改进与优化超空泡航行器水下弹道的一种重要方式,其中对航行器尾翼的操纵是该技术的重要环节。在高速水洞实验室中进行了缩比模型通气超空泡的生成和尾翼力学特性实验研究,重点针对尾翼安装与否、不同后掠角和不同尾翼安装位置对模型超空泡形态和力学特性的影响进行了深入的分析。通过对比不同工况空泡的外形、阻力、侧向力和法向力矩,获得了尾翼后掠角以及安装位置对细长体超空泡尾部闭合和侧平面力学特性的影响规律,同时对实验结果进行了定性和定量分析。实验证实了尾翼后掠角和安装位置是影响超空泡尾部闭合与影响模型力学特征的重要因素,并提出了实现超空泡航行器尾翼的设计规律。     

S弯D形矢量喷管参数化设计及气动特性研究

为了满足战机对垂直/短距起降能力的要求,基于曲率控制方法对具有D形出口的S弯喷管进行参数化设计,进而可实现喷管尾段的大角度偏转。随后对不同偏转角、落压比以及设计参数的S弯D形矢量喷管气动特性进行数值模拟,对比并分析了喷管的气动特性。计算结果显示：无偏转条件下,随着落压比π从1.5增大至3.5,喷管流量系数先增大后平稳,在π=2.5时达到最大值,推力系数先增大后减小,且推力方向为飞行器产生一定的抬头力矩;落压比恒定时,随着偏转角度从0°增大至90°,喷管流量系数、推力系数下降,矢量超前角由负值不断增大至+6°左右;设计参数中预留偏转角对喷管气动性能影响较大,而S弯中心线控制系数对气动性能影响较小。本文提出的S弯D形喷管具有较好的气动性能,小偏转角度下矢量角变化趋势较为一致,亦可通过出口段偏转实现发动机推力的大角度矢量偏转。     

高速直升机共轴刚性旋翼悬停气动特性的参数影响研究

共轴刚性旋翼是未来高速直升机的重要发展方向,开展气动特性参数影响研究具有重要的实际指导意义。基于计算流体力学（CFD）技术,本文建立了一个计入配平分析的共轴刚性旋翼气动特性计算方法。在该方法中,采用NavierStokes方程为控制方程,使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散,选取隐式LU-SGS格式进行时间推进,湍流模型则为Spalart-Allmaras(S-A)模型,上下旋翼间的流场信息交换采用运动嵌套网格方法实现;通过Newton-Rhapson迭代方法求解旋翼操纵增量,可实现共轴刚性旋翼的有效配平。然后,应用所建立的方法,开展了共轴刚性旋翼悬停状态下的气动性能计算,着重分析了上下旋翼间距尤其是桨叶气动外形参数对共轴刚性旋翼气动特性的影响。结果表明,负扭转可以提高共轴刚性旋翼悬停效率,但与负扭转分布相比,采用正扭转分布,会降低共轴刚性旋翼悬停效率。     

升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响

为了分析升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响,建立了基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学方法进行共轴旋翼流场求解,采用嵌套网格方法模拟桨叶运动,采用双时间方法进行时间推进。针对不同升力偏置状态,采用基于差量法的共轴旋翼高效配平策略进行操纵量配平。通过对Harrington-1旋翼性能的计算,验证了方法的有效性。对比计算了共轴刚性旋翼在不同前进比和升力偏置量下的气动性能和流场特征,结果表明：双旋翼操纵量在小前进比状态有明显差别,在大前进比状态基本一致;在相同拉力状态,随着升力偏置量的增大,共轴旋翼升阻比先升高后降低,其阻力却不断增大,不同前进比状态的最大升阻比对应的升力偏置量不同;双旋翼相遇时桨叶拉力出现脉冲式波动,由于流场被前行桨叶所主导,因此后行桨叶拉力波动幅值更大,且波动幅值随升力偏置量的增加而增大。     

改进型CLOR桨尖旋翼气动特性试验研究及数值分析

 通过风洞试验及数值模拟对具有改进型CLOR(CLOR-Ⅱ)桨尖的旋翼悬停和前飞状态气动特性开展研究。在CLOR桨尖旋翼试验及数值分析的基础上,考虑旋翼非定常流场特点,兼顾旋翼悬停和前飞气动性能,对旋翼桨叶的气动外形进行了改进,主要包括采用多种翼型优化配置以综合改善旋翼前行侧压缩性及后行侧桨叶失速特性,并考虑旋翼前飞状态对其桨叶动力学特性的需求,重新设计了桨尖前后缘的外形。在风洞中分别对3种旋翼进行多种状态条件下的试验研究,为从流动细节上获得不同桨尖旋翼的气动特性差别,采用计算流体力学(CFD)方法对试验状态进行了数值模拟对比。对更高转速状态进行模拟,结果表明相对于其他两种旋翼,CLOR-Ⅱ桨尖旋翼在改善跨声速特性和提高失速迎角等方面具有明显优势,而且综合提高了旋翼悬停和前飞气动性能。     

操纵面作动对无尾布局无人机纵向气动特性的影响

通过风洞测力实验,研究了不同操纵面作动对某无尾布局无人机纵向气动特性的影响。实验结果表明：升降副翼以及襟副翼正向偏转都会使全机升力系数、阻力系数以及低头力矩增加。升降副翼作动引起的增量要高于襟副翼,并且舵偏角度越大增量越大。全动翼尖作动对全机纵向气动特性基本没有影响。在线性段,鸭翼作动对升力系数和阻力系数影响不大;线性段之外,鸭翼作动使得升力系数和阻力系数减小。迎角α〈16°以及α〉38°时,鸭翼正向作动使得低头力矩减小,负向作动使得低头力矩增加。操纵面作动对低头力矩的控制效率由高到低依次为：升降副翼、襟副翼、鸭翼和全动翼尖。进一步分析表明不同操纵面的控制效率与舵容量系数具有较大关系。     

Gurney襟翼对双三角翼气动特性影响的低速风洞实验研究

通过低速风洞实验研究了Gurney襟翼对双三角翼气动特性的影响,结果表明Gurney襟翼可以提高双三角翼的升力系数、最大升力系数以及中高升力系数情况下的升阻比。此外,进一步证实了Gurney襟翼的有效迎风面积是影响增升效果的主要因素。     

机头顶点对战斗机大迎角航向气动特性影响研究

就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明：大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定。