基于弱耦合的翼伞气动变形数值模拟

对不带气室翼伞和带气室翼伞的气动特性和结构变形进行三维数值模拟,分析气室对翼伞气动特性和结构变形的影响.流场方面,采用有限体积法求解Navier-Stokes控制方程,选用剪切应力输运(SST,Shear-Stress Transport)k-ω湍流模型;结构方面,假定翼伞有初始形状,使用插值方法映射传递流固交界面的压力数据,通过ANSYS计算翼伞伞衣的气动变形.结果表明:气室对阻力影响不大,对升力的影响主要表现在大迎角情况下;翼伞柔性和尺寸大小对其有利迎角的范围影响不大;翼伞的气动变形和最大主应力主要集中在气室中前部分,带气室翼伞由于有肋片加强的缘故,伞衣气动变形较小,一定程度上保证了翼伞的气动特性.     

基于弱耦合的翼伞气动变形数值模拟

对不带气室翼伞和带气室翼伞的气动特性和结构变形进行三维数值模拟,分析气室对翼伞气动特性和结构变形的影响.流场方面,采用有限体积法求解Navier-Stokes控制方程,选用剪切应力输运(SST,Shear-Stress Transport)k-ω湍流模型;结构方面,假定翼伞有初始形状,使用插值方法映射传递流固交界面的压力数据,通过ANSYS计算翼伞伞衣的气动变形.结果表明:气室对阻力影响不大,对升力的影响主要表现在大迎角情况下;翼伞柔性和尺寸大小对其有利迎角的范围影响不大;翼伞的气动变形和最大主应力主要集中在气室中前部分,带气室翼伞由于有肋片加强的缘故,伞衣气动变形较小,一定程度上保证了翼伞的气动特性.     

基于索膜有限元模型的翼伞气动变形仿真

对定常状况下翼伞的流固耦合变形问题进行了三维数值模拟。使用有限体积法计算了飞行时的气动载荷,分析了前缘切口和翼肋开孔对压强分布的影响;基于翼伞结构大位移小应变的特点建立了非线性索膜有限元模型,伞衣由不能承受弯矩的膜单元模拟,伞绳和切口加强带由只能单向拉伸受力的索单元模拟,仿真了受气动载荷后翼伞相对于理想设计位置的变形和应力分布。结果表明:该翼伞展长相对于设计值减小,"鼓包"形成后翼型最大厚度增大,伞衣变形后产生了额外的后掠角和攻角;最大等效应力主要集中在翼肋上的开孔和伞绳连接点处,需合理布置加强带以满足强度要求。     

翼伞系统纵向飞行性能分析

翼伞系统的飞行性能不仅取决于翼伞本身的气动特性,而且与安装角、伞绳长度、回收物阻力特征、翼载荷等系统参数密切相关。文章应用拉格朗日方程建立翼伞系统的纵向飞行力学模型,对翼伞系统进行飞行力学数值仿真,深入分析了系统参数以及开伞状态对翼伞系统纵向飞行性能的影响规律。结果表明：只有安装角在0°～20°时,翼伞系统才能达到稳定的滑翔状态,且安装角在4°～6°时对应两个稳定的滑翔状态,具体由开伞姿态和速度决定;伞绳特征长度的增加使系统的静稳定性增加;回收物的阻力特征增加6m2,翼伞系统的稳定滑翔角增加15°左右,而迎角减小不到1°;翼伞飞行速度随着翼载荷的增加而增加,其平方与回收物质量成正比。上述结论可为翼伞系统的工程实际应用提供参考。     

吸气流动控制对翼身融合飞机气动特性的影响

以采用分布式动力的翼身融合飞机为研究对象,探究了吸气流动控制方式(吸气位置和吸气动量)对飞机起飞和巡航状态下气动特性的影响规律,解释了吸气流动控制影响翼身融合飞机气动特性的机理。研究结果表明:起飞大攻角状态下,采用外翼段吸气方案(吸气位置为0.05c,吸气动量为0.02),飞机最大升力系数与无吸气状态相比提升7.16%;巡航状态下,采用中心体段吸气方案(吸气位置为0.6c,吸气动量为0.012 5),可改善动力系统的压力分布,飞机升阻比与无吸气状态相比最大提升2.14%。      

联翼布局俯仰力矩非线性变化特性的数值模拟

联翼布局飞机具有优良的升阻特性,是下一代亚声速飞机优先选择的气动布局型式之一,但在某些情况下其俯仰力矩随迎角的增大会表现出较强的非线性变化特点.针对该问题,在Ma=0.75条件下,采用数值模拟方法对某亚声速联翼布局气动性能及其绕流流场进行研究,通过对各部件气动特性分析,结合不同前翼绕流流动状态下前/后翼绕流场特点及截面气动力分布特点,揭示了前翼对后翼绕流流场干扰是引起其俯仰力矩非线性变化的主要原因.计算结果表明:在一定迎角下,该联翼布局飞机前翼绕流发生分离,从而影响后翼绕流流场,引起后翼气动效率下降,导致全机俯仰力矩随飞机迎角发生非线性上扬,对该机飞行性能的提高带来严重影响.     

栅格翼和机身组合体的气动特性计算与分析

给出计算栅格翼和机身组合体亚超音速气动力干扰理论方法.亚音速采用涡格法计算栅格翼气动力,用一个二维偶极子和圆柱映像涡系模拟机身的上洗流场和栅格翼迁移到机身上气动载荷.超音速假定栅格翼处在机身横向流动的上洗流场中,用翼片理论计算机身对栅格翼气动力干扰的修正因子.用本文方法计算了几个栅格翼和机身组合体的气动特性的到了比较满意的结果.      

带前缘小翼的扇翼翼型气动特性数值模拟分析

扇翼升力和推力的产生主要依靠翼型前缘弧形槽上方低压涡的形成,使得升力和推力具有较强的耦合关系,如何对其解耦控制是扇翼进一步工程应用的关键。对于扇翼翼型各项几何参数确定的情况下,前缘开口角的大小对扇翼气动性能的影响最大。因此考虑在基准扇翼翼型的前缘安装前缘小翼的方法来改变扇翼前缘开口角的大小,通过数值模拟的方法,对比分析了单片、双片和三片前缘小翼在不同前缘小翼偏转角、来流速度、迎角下对扇翼升力和推力的影响规律。结果表明:通过对前缘小翼偏转角的角度控制不仅仅可以改善扇翼的升力和推力,还可对低压涡的强度和位置进行控制,满足对扇翼气动力的主动控制要求,因而可实现对扇翼飞行器姿态进行操控的目的。      

浮空气囊定常及非定常气动特性计算

对于0~20 km范围内不同外形的浮空气囊,采用虚拟压缩方法求解不可压缩非定常N-S(Navier-Stokes)方程,数值模拟了5个高度下气囊的定常和非定常流场.定常状态时,随高度及气囊外形的变化,模拟了气囊气动力及背风区复杂流动分离.结果表明,当气囊厚度率逐渐增大时,其背风区存在复杂的空间流动分离.运用双时间步方法及动网格技术,成功实现了气囊平移或俯仰运动状态下非定常流场的数值模拟.考察了不同的平移方向及速度对气囊非定常气动特性的影响,得到了气囊平移过程中气动力及流场的变化情况.对于气囊的俯仰运动,获得了不同俯仰速度及不同最大俯仰角时气囊的气动力及流场.计算结果表明气囊的非定常运动对其流场和气动力影响显著.     

边条/鸭翼对前掠翼和后掠翼气动特性的影响

为分析前掠翼气动布局设计在航空工业中无法得到推广运用的原因,将前掠翼和后掠翼通过加装边条和鸭翼形成简化的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局,从而深入认识前掠翼和后掠翼两种不同布局之间的流动特点以及涡系干扰机理。首先进行算例数值计算,通过对比分析计算结果与试验数据,验证了数值计算方法的可靠性和准确性;然后对不同布局进行数值计算,得到各布局的升力系数曲线;最后通过压力分布云图和流线图对各布局中复杂涡系的干扰机理进行分析。结果表明:基于后掠机翼形成的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局中的涡系之间通过诱导和卷绕作用,涡系相互增强,大幅提高了布局的升力系数并推迟失速迎角,同时加装边条和鸭翼效果更加明显;基于前掠机翼形成的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局中的涡系之间不存在卷绕作用,涡系之间存在碰撞挤压的不利干扰,这使得前掠翼布局在大迎角时的升力系数远远低于相应的后掠翼布局。前掠翼气动布局中的机翼前缘涡在大迎角时无法同鸭翼涡和边条涡相互耦合增强,不能充分地利用非线性升力,这是前掠翼气动布局设计中的一些不足。      

侧风对拍动翅气动力的影响

昆虫在自然界中飞行时多会受到侧风的干扰,因此了解侧风作用下昆虫拍动翅上气动力的变化对昆虫飞行机理的研究工作具有重要意义。应用计算流体力学(CFD)方法模拟了存在侧风时拍动翅上绕流,并与正常悬停情况进行对比,从侧风的方向和强度2个方面考察了其对拍动翅气动特性的影响。结果表明:侧风对拍动翅气动特性的改变包含2个流动机制的贡献,即相对速度效应和前缘涡轴向速度效应,且从翅尖吹向翅根的侧风与从翅根吹向翅尖的侧风对气动力的影响有着显著的不同;而不同强度的同向侧风下,气动力的改变类似,仅存在数值上的差异。     

空气域压力对高速射弹入水流场影响

为研究空气域压力对射弹入水流场的影响,采用流体体积法(VOF)多相流模型对锥头圆柱体高速入水过程进行数值模拟,得到射弹入水速度与入水深度以及空泡形态的分析结果,并将数值模拟结果与基于牛顿第二定律和文献的理论结果进行对比,验证数值方法的正确性.基于该方法针对不同空气域压力条件对入水过程进行分析,结果表明空气域压力对自由液面上方的喷溅形态、空泡表面闭合时间以及空泡内部空化效应影响较大.空气域压力越大,空泡敞开阶段的空泡口处半径越小,空泡发生表面闭合的时间越早,空泡内部空化效应越强.     

两车间距对超车过程轿车气动特性的影响

利用计算流体力学方法对超车过程中两种间距工况下的超车车辆和被超车辆周围非定常流场进行数值模拟,超车车辆和被超车辆均为简化直背式模型,得到超车车辆和被超车辆受到的侧向力、侧倾力矩和横摆力矩在超车过程中的变化情况,并根据超车过程中两种间距情况下速度场和压强场的分布情况,分析流场特性对气动力特性的影响.计算结果表明:被超车辆受到的侧向力、侧倾力矩和横摆力矩在两种间距下的变化趋势基本相同,但它们各自变化趋势有所不同;超车车辆受到的侧向力、侧倾力矩和横摆力矩在两种间距下的变化趋势有着明显差别.      

高超声速热化学非平衡对气动热环境影响

高超声速气动加热严重,考虑热化学非平衡对气动热环境影响,可以为热防护系统设计提供有效保障。采用Park和Gupta热化学非平衡模型,数值计算研究5组元(N_2,O_2,N,O,NO),17组化学反应的热化学非平衡效应对高超声速飞行器气动热环境影响,并与完全气体和热化学平衡模型进行对比分析。热化学非平衡模型流场温度及激波距离均比完全气体模型小。激波后气体密度因离解、化学反应而增大,且气体密度越大,激波距离越小,热化学平衡模型激波距离最小。完全气体和热化学平衡模型热流载荷计算值均比实验值偏大。Park和Gupta热化学非平衡模型数值计算激波距离及气动力载荷差别小。Park模型热流载荷计算值偏大,Gupta模型与实验结果相符,它可对气动热环境可靠预测。     

喷流干扰气动热数值模拟的若干影响因素

工程上对喷流气动热进行近似计算时,常常对真实的全化学反应流近似处理,这时需要了解喷流气体和喷管外形的近似方法对计算结果的影响规律。采用数值试验对比分析的方法,探讨了近似计算的2个影响因素:其一是使用量热完全的空气喷流近似燃气喷流进行数值模拟时,喷管几何形状对热流分布的影响;其二是使用空气喷流近似燃气喷流进行数值模拟的方法,分析不同的喷流热力学参数匹配方法对喷流形态及热流分布的影响。通过对不同方法进行对比计算,揭示了各个方法对喷流干扰气动热计算的影响规律,可以用于指导工程分析。