细长三角翼滚转/侧滑耦合运动的数值研究

 采用亚迭代耦合求解流体动力学方程和刚体动力学方程数值研究方法,建立无时间滞后的耦合数值手段来分析研究飞行器非定常的耦合运动特征,研究细长三角翼多自由度非定常的耦合关联运动。研究表明：在流动结构失稳后机体运动逐步形成极限环振荡的自维持运动,滚转力矩系数滞回曲线呈现典型的“双8”稳定形态;在滚转和侧滑两自由度下,三角翼进行“落叶式飘荡”耦合运动,自激滚转振荡更为剧烈。     

三角翼受迫俯仰滚转运动气动特性的数值模拟研究

基于动网格的技术,利用有限体积法对N—S方程进行数值离散,选用湍流模型,对65°大后掠三角翼的受迫俯仰滚转运动进行了数值模拟,在此基础上,对俯仰滚转耦合运动的气动力特性和流场结构进行了分析。计算结果表明：俯仰滚转耦合运动时,三角翼上表面涡分布的非对称性将产生横侧方向的偏航力矩和滚转力矩,滚转力矩和偏航力矩随着滚转振幅角和滚转缩减频率的增大而增大,但对法向力影响不大。     

细长三角翼摇滚运动数值研究

采用亚迭代耦合求解流体动力学方程和刚体动力学方程数值研究方法,建立流体与刚体运动耦合的无时间滞后的数值手段来分析研究飞行器非定常的耦合运动特征,预测失稳运动的发生与发展。研究表明:在流动结构失稳后机体运动逐步形成极限环振荡的周期性自维持运动,滚转力矩系数滞回曲线呈现典型的”双8”稳定形态,前缘涡的非对称飘起与再附是典型三角翼摇滚的驱动形式;三角翼构型的自由滚振幅随攻角变化呈现阶跃式的变化;自激振荡的幅度及频率与滚动惯量的大小存在对应的规律性关系。非定常自激振动的翼摇滚具有多控制参数、非稳定、非线性的运动特征。     

三角翼受迫俯仰滚转耦合运动的气动特性研究

基于刚性动网格的技术,选用B-L湍流模型,利用有限控制体积法对N-S方程进行数值离散,对76°大后掠三角翼的受迫俯仰滚转耦合运动进行了数值模拟,在此基础上,对俯仰滚转耦合运动的气动力特性和流场结构进行了分析。计算结果表明:俯仰滚转耦合运动时,三角翼上表面的涡分布的非对称性将产生横侧方向的偏航力矩和滚转力矩,滚转力矩和偏航力矩随着滚转振幅角和滚转缩减频率的增大而增大,但对法向力影响不大。     

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。     

80°／65°双三角翼滚转稳定特性预测研究

在FL-23风洞中开展了80°／65°双三角翼大迎角下的滚转特性研究．包括静态测力试验．动导数试验和自由滚转试验,通过静态测力试验及动导数试验获得了双三角翼模型在大迎角条件下的滚转力矩特性以及动导数特性,从而对双三角翼大迎角条件下的滚转运动特性进行了预测．最后通过自由摇滚试验对预测结果进行了验证。研究结果表明随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、舣周期震荡、准极限环摇滚．通过静态气动力及动导数可以较准确地对模型的运动形态及对应的迎角范围进行预测。     

飞行器双自由度耦合振荡的数值模拟方法

针对模拟双自由度(2DOF)运动的"PQR"强迫振荡试验装置,通过坐标变换,将机构运动转化为空间欧拉角进行表示,实现对机构俯仰/偏航、俯仰/滚转和偏航/滚转等3种耦合运动的统一描述,采用预定运动轨迹的动网格计算技术,构造了基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程的飞行器双自由度振荡数值模拟方法。围绕某复杂构型飞行器低速流动,在模型迎角10°、滚转角±40°、偏航角±40°振荡预设条件下分别对单自由度偏航、滚转振荡和双自由度偏航/滚转振荡进行了模拟,得到的气动系数迟滞回线在形态和量值上与风洞试验结果吻合,证明当前方法可以作为飞行器复杂耦合运动的一种有效研究手段。针对偏航/滚转耦合振荡,从运动形式和气动特性上与单独偏航、滚转运动进行了对比分析,结果表明,耦合运动在气流角、绕体轴的旋转角速度等方面与单自由度叠加效果不同,力矩系数迟滞回线存在曲线交叉的现象,表现出与单自由度振荡不同的阻尼特性。在当前模拟状态下,偏航/滚转振荡流场以横向分离涡运动为主要特征,可以推测大迎角情况下纵横向分离涡流动结构更加复杂,耦合作用更强,需要进一步在分离流模拟方法上开展研究。     

飞机大振幅滚转运动动态气动特性实验研究

在南航NH-2低速风洞中,对BJ-1飞机模型动态气动特性进行了实验研究.模型在不同攻角、不同振幅和不同频率时绕体轴作大振幅滚转运动,测量了模型的动态气动特性,着重分析了模型不同运动参数对模型滚转力矩和偏航力矩的影响.结果表明,模型攻角从小到大变化过程中,模型的滚转阻尼和偏航阻尼变化很大,滚转力矩和偏航力矩迟滞环变化方向发生改变.模型滚转频率对模型的滚转阻尼和偏航阻尼影响不明显,只改变力矩迟滞环的大小.随着模型振幅增加,滚转力矩和偏航力矩迟滞环从一个变成3个,出现2个交叉点,大滚转角时滚转阻尼和偏航阻尼特性与小滚转角时的相反.     

双三角翼及其翼身组合的滚转运动特性比较研究

采用Navier-Stokes方程与滚转运动方程耦合计算方法,比较研究了不同后掠角的双三角翼和翼身组合体的滚转运动特性,分析了机翼前缘后掠角及细长机身对非定常滚转力矩时滞环、动态流场结构和物面瞬时压力分布的影响。研究结果表明：主翼迎风面上的融合涡能量在80°/60°双三角翼上耗散较小,而在76°/40°双三角翼上耗散严重,这是造成两模型滚转力矩稳定性与时滞特性差异的主要因素;机身对气流的扰动作用,大幅增强了滚转力矩的线性分量;机身对气流的上洗作用,增强了边条涡与融合涡吸力及其时滞性,同时加剧了主翼背风面的两涡干扰;大滚转角时机身对横流流动的干扰,使得主翼背风面压力分布的时滞差异显著增加。该研究结果有助于认识后掠角与细长机身影响双三角翼滚转运动特性的物理机理。     

带副翼偏转的三角翼自由滚转运动数值模拟

 通过耦合求解非定常Euler/Navier-Stokes方程和单自由度滚转运动方程,对带副翼偏转的65°后掠角尖前缘三角翼WI1-SLE自由滚转运动进行了研究,Navier-Stokes方程的求解采用基于Spalart-Allmaras湍流模型的脱体涡模拟(DES)。在多块结构网格上,应用基于弧长的无限插值理论(TFI)生成变形网格,实现副翼偏转,而三角翼的滚转运动则通过网格的整体旋转实现。结果表明:Euler方程和DES方法均准确地模拟出了三角翼在滚转运动过程中存在的3个平衡位置。出现平衡位置的原因分别是:①流动对称性;②机翼左侧发生涡破裂的分离涡与右侧分离涡相互平衡使得滚转力矩为0,并且平衡位置仅与三角翼两侧涡强的差有关;③副翼偏转和左右机翼不对称分离涡涡强差产生的滚转力矩相互平衡。此外,滚转运动对副翼偏角幅值很敏感,幅值的微小改变会影响最终的平衡位置和向平衡位置运动的路径。     

80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性数值研究

耦合求解NS方程和刚体动力学方程数值研究了80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度运动特性。内容包括:对比双自由度俯仰/滚转运动和单自由度滚转及俯仰运动特性的差异,研究动态俯仰角对三角翼滚转运动振幅和频率的影响以及三角翼双自由度运动条件下的气动力特性。结果表明:在动态俯仰角的影响下,细长三角翼不能形成极限环形式的振荡;俯仰运动的迟滞效应造成滚转振幅的变化落后于俯仰角的变化;俯仰耦合滚转运动将会导致飞行器升力降低,横向稳定性变差。     

80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性数值研究北大核心CSCD

耦合求解NS方程和刚体动力学方程数值研究了80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度运动特性。内容包括:对比双自由度俯仰/滚转运动和单自由度滚转及俯仰运动特性的差异,研究动态俯仰角对三角翼滚转运动振幅和频率的影响以及三角翼双自由度运动条件下的气动力特性。结果表明:在动态俯仰角的影响下,细长三角翼不能形成极限环形式的振荡;俯仰运动的迟滞效应造成滚转振幅的变化落后于俯仰角的变化;俯仰耦合滚转运动将会导致飞行器升力降低,横向稳定性变差。     

一种近空间高超声速飞行器滚转稳定性研究

研究近空间高升阻比构型高超声速飞行器面临的复杂稳定性问题,对其机动飞行安全和操控具有重要意义。为此,通过静、动态风洞试验和数值模拟,开展了类HTV-2飞行器布局典型马赫数和迎角下,滚转方向静稳定性、单自由度和两自由度俯仰/滚转耦合运动动稳定性研究。结果表明：飞行器滚转方向为静稳定;自由振动的滚转单自由度运动为衰减振动曲线,动导数为负值,表现为动稳定;强迫俯仰/自由滚转两自由度耦合运动情况下,由于惯性力矩和非对称滚转力矩共同作用,导致滚转出现振幅周期性变化的极限环运动,甚至失稳发散。     

利用微气囊扰动进行流动控制的数值模拟研究

探讨一种可以用来模拟“三角翼上分布微气囊，从而控制流动获得滚转力矩”的数值方法。为微型飞机的气动设计提供一种工具。研究的内容包括：考虑微气囊的三角翼网格生成、流场NS方程计算、微气囊不同布局对流动的扰动等。     

细长三角翼滚转/侧滑耦合运动效应分析

通过耦合求解NS方程组和刚体动力学方程组,数值研究了80°后掠三角翼自由滚转/自由侧滑的耦合运动特性。通过与单自由度翼摇滚特性比较,发现滚转/侧滑耦合条件下三角翼的摇滚现象更为剧烈:在相同的滚转角下,耦合运动的滚转角速度更大,具有相同角速度时,耦合运动所达到的滚转角更大。研究表明:滚转/侧滑耦合条件下,涡流的非对称迟滞振荡仍是维持三角翼周期性等幅摇滚振荡的流动机理;摇滚过程中法向力的侧向分力是产生侧滑运动的主要原因;左滚右侧滑、右滚左侧滑是三角翼滚转/侧滑双自由度耦合运动的作动机制;侧滑运动的引入,导致迎角和侧滑角随滚转角迟滞变化,强化了三角翼摇滚过程中的迟滞效应,加剧流动结构的非对称特性。     

开裂式方向舵在变前掠翼布局中的操纵性能研究

 针对变前掠翼(VFSW)无尾布局的横航向操纵,设计了开裂式方向舵(SR)操纵面,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积离散方法以及剪切应力输运(SST)湍流模型,计算了变前掠翼中平直翼和典型的前掠翼布局开裂式方向舵的操纵性能,并对其操纵效率进行了比较,分析了其流场形态。计算结果表明:右侧开裂式方向舵打开后,平直翼时迎角对偏航力矩的影响较小,而舵偏量对偏航影响显著,利于偏航;前掠翼的偏航力矩随迎角的增加有所波动,但在小迎角时较为稳定,偏航作用随舵偏量增加而增强;右侧滑对滚转作用强于左侧滑,偏航作用低于左侧滑。经比较,平直翼的偏航作用明显强于前掠翼,平直翼和前掠翼的滚转和偏航作用均具有耦合性,但平直翼的耦合效应弱于前掠翼。     

导弹大迎角下非线性诱导滚转力矩数值研究

采用计算流体力学（CFD）数值模拟方法,研究战术导弹大迎角状态下涡破裂导致滚转力矩随迎角非线性增长引起舵面控制能力不足的现象。首先通过标准模型的数值分析,验证了所采用的CFD方法具有三角翼前缘涡破裂现象的捕捉能力;然后采用雷诺平均Navier-Stokes方程对某“++”字正常布局导弹构型（含弹翼、弹身、尾舵和整流罩等）进行了数值模拟,结果显示亚声速状态下滚转力矩在迎角大于20°时出现非线性增长,导致全动尾舵的滚转控制能力不足。通过分解各部件对滚转力矩的贡献,并分析流场结构,探明了该现象发生的流动机理,其主要原因是：随着迎角的增长,弹体迎风面的尾舵前缘涡首先发生破裂,导致其平衡诱导滚转力矩的作用被削弱。     

三角翼机翼摇滚主动控制多学科耦合数值模拟

细长机身和大后掠机翼气动构型的飞行器大攻角飞行时,由于缺少横向阻尼,易发生以绕体轴滚转振动为主的摇滚运动,飞行安全受到严重威胁。针对三角翼摇滚问题,采用动网格技术,建立了气动、运动和控制多学科耦合的数值模拟方法。通过耦合非定常Navier-Stokes方程、刚体运动方程和经典控制律,采用控制面差动偏转的方式对三角翼摇滚主动控制过程进行了数值模拟,并分析了不同控制状态下三角翼受控滚转的运动特性。在来流马赫数为0.3的条件下,实现了80°后掠三角翼摇滚现象的有效控制。     

小展弦比飞翼布局飞机横向涡流控制气动机理

为增加小展弦比飞翼布局飞机横向控制效能,设计了可提供飞机滚转力矩的涡流控制方案,在此基础上研究了三角翼前缘非对称垂直喷流对前缘涡破裂位置和结构的影响。应用三维任意坐标系下的雷诺平均N-S方程数值模拟方法和Spalart-Allmaras方程湍流模型,对小展弦比飞翼布局飞机前缘非对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究分析。结果表明：与无喷流情况相比,喷流速度、喷口压力、飞行迎角的不同造成了涡破裂点的改变以及涡的强度和涡轴位置的变化,这些因素最终引起流场变化,并产生不对称力和力矩;喷流产生的直接力和力矩与飞行状态无太大关系;垂直喷流在进行横向控制同时产生较小的偏航力矩,对阻力的影响也较小。     

静态滚转角对双三角翼涡流特性影响的数值研究

采用微可压缩模型（SCM）做为双三角翼低速流动控制方程,采用二阶Roe格式和LU-SGS方法离散控制方程。研究20°根弦名义攻角下,76°/40°双三角翼具有不同静态滚转角下的定姿态涡流特性。研究给出了不同滚转角下的空间涡流及表面极限流线,对滚转引起的攻角、侧滑角效应以及后掠角效应进行了分析,并对这些效应引起的流场结构、表面压力分布及气动力/力矩特性的变化进行了分析。结果表明：SCM能够较好地模拟低速双三角翼背风区的复杂涡流场,方法稳定性、收敛性较好 静态滚转导致双三角翼背风区涡流呈现复杂的非对称现象和涡破裂特征,并导致升力下降、横向稳定性变差。