全机亚,超音速侧滑气动特性数值计算

本文给出了用面元法计算亚、超音速流中全机侧滑气动特性的方法。将飞机外形表面分成大量的面元。机身表面上的每个面元含有一个常值源分布，机翼和尾翼弦平面上的每个面元含有一个常值涡分布和一个线性变化的源分布。涡分布和源分布的强度用在控制点处满足法向元穿透速度的边界条件确定。因为不需要侧缘平行于自由流方向，所以对同样的飞机在考虑的所有侧滑角下仅需要一级面元。假设尾涡不偏转，在尾涡面上布置附加的常值涡分布，以     

亚、超音速小侧滑角机翼升力面理论和数值计算方法

本文推导出侧缘与自由流不平行的常值面涡半无限角翼基本解,其特征是从面涡小块背风侧缘拖出的涡不是顺着自由流,而是沿着侧缘拖出,从而克服了用Woodward方法计算侧滑翼绕流中使用对称分划小块的困难,提出了适用于从亚音速直到超音速范围的推广的Woodward方法。本方法将问题分解为若干个对称与反对称问题,大大地节省了计算机内存量或计算时间。本文还从基本方程,或者直接从数值计算方法出发,推导出准相似律。计算结果与精确解以及和其他方法的结果符合得很好。     

地面效应试验的洞壁升力干扰修正

本文以单个马蹄涡代替机翼模型,在矩形闭口风洞映象涡系的基础上增添一个切边涡系,应用涡格法确定切边涡强度,进而计算了八角形风洞有地效时的洞壁升力干扰因子。计算表明,地效试验的洞壁升力干扰修正不仅要计及上洗干扰和流线曲度效应,还应考虑平尾处上洗速度的法向梯度影响。     

用准涡格法计算前缘分离的细长三角翼

大后掠细长翼在大迎角下产生的前缘分离涡,对气动特性具有重要影响。计算前缘涡气动特性的理论方法已有多种。较早的有Smith的方法,它基于细长体假设,故不能满足后缘条件。前缘吸力比拟法及其推广,对于计算整个机翼的力和力矩来说是一种既简便又比较准确的方法,但给不出详细的载荷分布。文献[3]把涡格法推广引用于有前缘分离的机翼,用若干离散的涡线代表有涡核存在的实际前缘涡,算出的力和力     

基于“吸力相似”大攻角小展弦比锐缘翼的超音速非线性气动力

本文基于“吸力相似”概念把涡升和涡升中心的计算公式推广到了超音速前缘情况。本文求得的翼顶马赫线交于翼尖的截尖三角翼侧缘涡升和涡升中心公式是两个较为普遍的式子。特殊情况下,它可以得到亚音速前缘和翼顶马赫线交于尾缘的侧缘涡升和涡升中心的计算公式,也可以得到超音速矩形翼的侧缘涡升和涡升中心的计算公式。本文导得的亚音速前缘的涡升和涡升中心公式校核和补充了[2]、[3]的结果。算例计算结果与实验结果[8、10、11]符合较好。     

飞机机翼—外挂干扰颤振特性分析

分析了飞机机翼一外挂干扰颤振特性。在颤振特性分析中所需要的广义气动力是根据亚音速非定常升力面理论,采用马蹄涡一振荡压力偶极子格网法计算的。利用某型飞机全机带外挂物的地面共振试验结果,对飞机机翼一外挂干扰的颤振特性进行了分析研究。探讨了由于振动频率、颤振自由度、广义质量等参数的变化对机翼一外挂干扰颤振特性影响的一些特点。     

非平面机翼最佳弯度面的计算

本文采用涡格法和Lagrange乘子法在给定升力和翼根弯矩约束条件下,可以求得非平面机翼诱阻最小最佳弯度面。计算分两部分进行 1.求解机翼的最佳展向环量分布 采用远场法计算机翼的诱阻时,其值只与展向环量分布有关。因而只需将机翼沿展分成N个条带,在每个条带上布置环量比例因子为δ     

耦合多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼设计

以某型手抛式太阳能无人机(UAV)模型为对象进行考虑多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼平面形状设计研究。首先,基于升力面理论发展了准定常求解多螺旋桨/机翼相互气动干扰问题的涡格法(VLM)程序,并采用建立参考翼型气动特性数据库的形式发展了相关低雷诺数修正(LRC)方法;然后,通过对翼型、低雷诺数机翼及单螺旋桨/机翼算例的数值模拟及与相关实验结果的对比,验证了本文数值方法具备模拟低雷诺数复杂流动问题的可靠性及准确性;最后,对某型手抛式太阳能无人机简化拉力多螺旋桨/机翼模型进行了直接优化设计及反设计,并通过具有较高精度的CFD准定常求解技术对优化结果进行了验证。结果表明:以CFD方法计算结果为参考,本文涡格法程序及低雷诺数修正方法能够准确高效地计算相关低雷诺数复杂流动问题;传统未考虑多螺旋桨滑流影响的设计机翼在实际螺旋桨工作状态下将偏离设计点,机翼气动特性得不到提高;考虑螺旋桨滑流影响的优化设计方法能够有效改善机翼阻力特性,相对应地,在设计状态下优化机翼总阻力能够降低19.52counts。     

绕机翼突然起动涡旋脱落的数值模拟

本文利用贴体坐标系的生成，将平面形状较复杂的机翼绕流求解域，变换到矩形域。可通过两个函数来调节网格的稀密。在此基础上利用非定常流函数涡量方程数值模拟机翼突然起动涡旋脱落过程。研究了Ｒｅ＝２０００时不同攻角及涡量的不同物面条件对分离线的影响。研究了不同精度对尾涡形态的影响。计算结果与有关文献的结果是一致的。     

机翼亚音速非定常气动力计算

分析机翼非定常气动力特性既可用实验方法[1～3],也可用数值计算方法[4]。现采用非定常涡格时间历程法对机翼沉浮、俯仰、偏航和滚转振荡时的气动力进行计算。1　基本原理与计算公式设图1中t=0时机翼作定常运动;t=Δt时,机翼攻角突变1°,则机翼上产生一涡环ΔΓ1,并以V0向下游运动;t=2Δt时,机翼上又产生一涡环ΔΓ2;随着时间的推进,不断产生以V0向下游运动的涡环,从而模拟机翼的非定常绕流。当涡环以V0运动时(图2),其速度势为φP0=V0Γ4πlimy→0y∫b/2-b/2dz∫x1+V0tx11rdx上式对x、y、z分别求导得到非定常涡环的诱导速度Vx=V0Γb4πx…     

基于神经网络的飞行器总体优化设计

针对经验公式存在的精度低、适用范围受限的缺点,采用广义回归网络代替经验公式计算气动特性,并将其嵌入到优化设计流程之中,提出了一种基于神经网络的飞行器总体优化设计方法。神经网络的训练样本输入、输出数据通过试验设计和涡格法计算得到。以高空长航时无人机为例,选取航时与机翼结构重量系数作为目标函数,应用所提出的方法进行总体优化设计。计算结果表明,提出的方法是可行的,能够满足设计要求,同时降低优化过程的复杂程度,减少迭代次数。     

超声速薄翼压力分布计算的一种新方法

1.引言 早在1964年,H.W.Carlson和W.D.Middleton提出了一种设计任意平面形状超声速机翼中弧面的数值方法。不久又推广到计算任意平面形状平板机翼的压力分布(见文[1]、[2])。这个方法的最大特点是计算速度很快,所需的计算机内存容量也小。可是计算得到的压力分布跳动得十分历害,特别在亚声速前缘的情况下是如此。     

跨音速组合体纵向空气动力的差分计算

 本文建立机翼-机身-平尾-立尾组合体跨音速纵向空气动力的混合差分线松弛迭代计算方案。在物理空间采用直角座标网格,列出组合体的远场边界条件,在流场内部和物面、涡面网格点上,满足速势方程,利用物面边界条件,将速势延拓到机身内部。做了两个算例,得到了收敛或接近收敛的结果,与实验尚符合。对收敛过程和超松弛加快收敛的方法作了一些研究,发现超音速点的松弛参数应取大于1。     

跨声速压气机转子的二次流旋涡结构

为了明确跨声速轴流压气机内部流场结构,数值模拟了NASA Rotor37转子,结合λ2准则分析流场参数,探索流动的规律和旋涡结构。研究发现,压气机转子的旋涡模型主要由马蹄涡、壁角涡、径向涡、脱落涡、泄漏涡、诱导涡和分离涡等7个旋涡组成。马蹄涡吸力面分支耗散,压力面分支向相邻的吸力面发展。壁角涡与脱落涡位于叶根角区,引起流动损失和角区失速。径向涡位于激波后吸力面的分离区内,它扩大吸力面分离、引起低能流体向叶顶堆积。激波与叶尖泄漏在叶顶通道中形成3涡:泄漏涡、诱导涡和分离涡,而叶栅通道出口存在分离涡和由泄漏涡与诱导涡合成的叶顶通道涡。泄漏涡与诱导涡破碎在流道中间产生的堵塞区,分离涡造成吸力面尾缘的低速区,共同触发跨声速压气机的失稳。     

高超声速无粘流场的推进计算

本文将文[1]中用于时间相关法计算的NND格式推广到定常超声速流动的空间推进计算,采用二步的预测、校正方法保证了推进方向的二阶精度,可以证明,这种二阶精度的NND格式具有TVD性质,是MacCormack二步显式格式的推广。本文首先将格式应用于二维平板上斜激波反射流场的推进计算,以检验格式捕捉激波的能力,同时研究了不同的通量分裂方法对格式捕捉激波能力的影响,得到了相当满意的结果。在此基础上,计算了航天飞机简化外形的身部超声速流场,给出了M_∞=10,α=0°,和M_∞=5,α=5°两种状态的部分结果,计算结果清楚地描绘了由于气流在机翼附近受到强烈压缩而产生的内嵌激波与外激波相交的复杂流场结构,与文[7]相比,流场结构更为清晰。     

升力面方法在冲压空气涡轮性能计算中的应用

应用现代螺旋桨升力面元方法计算冲压空气涡轮的气动性能,叶片采用单层涡模型,尾涡采用与Goldstein假设一致的刚性尾涡,将螺旋马蹄尾涡视为开口涡环以便于编程。对一个模型冲压空气涡轮作数值计算,在小负荷和较大负荷工况下风能利用系数均与实验值符合的较好,涡元控制点的诱导速度和环量分布合理。      

飞翼布局折叠机翼变体飞机操稳特性研究

为了研究飞翼布局折叠机翼变体飞机的操稳特性,自行设计飞翼布局折叠机翼变体飞机,建立研究模型并进行简化处理。采用涡格法和工程估算法对机翼折叠过程中飞机的纵向和横航向静稳定性进行分析;采用小扰动假设,将飞机扰动运动沿纵向和横航向解耦,分别得到纵向扰动运动和横航向扰动运动对应的模态,分析机翼折叠过程对飞机动稳定性的影响;结合工程估算法和CFD仿真分析机翼折叠过程对飞机操纵性的影响。飞行试验结果表明:在飞行中机翼折叠后,飞机有进入俯冲的趋势,随着配平舵偏角的增加,俯仰运动逐渐不够灵敏;在操纵杆量相同的情况下,机翼折叠状态的俯仰运动响应较快。     

非正则形式变换方法在卫星轨道理论中的应用

文[1]和[2]针对具有小参数的非线性常微分方程组给出了一种非正则形式的变换方法,将仅适用于正则共轭变量的正则变换方法推广到一般变量情况,从而使变换方法的应用更加广泛。对于求人造地球卫星轨道的摄动解而言,它完全可以取代平均根数法;本文针对地球引力场位函数展开式的主要带谐项(J_2,J_3,J_4)的特点,采用变换的隐形式,给出相应的卫星轨道摄动的二阶解,完全克服了平均根数法和正则变换方法(von Zeipel变换和Lie变换)在积分上所遇到的几个困难。     

叶身融合技术在涡轮中的应用

将叶身融合技术进一步应用于涡轮,探索其技术应用效果.为此,以TTM-stage为原型,施加7种不同的叶身融合模型,并采用数值模拟方法进行了对比研究.结果表明:前缘融合面可削弱马蹄涡;侧融合面可削弱角区分离;对静叶实施融合使动叶进口总温附面层厚度降低,在通道涡作用下高总温流体被部分推离,明显降低了轮毂壁温.      

柔性扑翼非定常涡格法气动计算的改进与实现

旨在快速、准确地模拟微型扑翼飞行器(Flapping-wing MAV)周边流场,根据柔性扑翼的扑动特点,提出了微型飞行器(MAV)气动力计算的一种改进非定常涡格法(UVLM)模型,该模型中充分考虑机翼的瞬时柔性变形、诱导阻力、尾迹涡环畸变以及黏性耗散等因素对气动力的影响;给出了该模型的一个可视化实现,并通过实例验证了该模型的可行性和有效性。算法仿真表明,采用该模型可使平均升力和平均推力计算精度分别提高20%和70%左右。为了提高运算效率,还研究了剔除尾涡对UVLM性能的影响,计算结果显示,剔除距翼面适当距离处的尾涡后,可在保证算法计算精度基本不下降的前提下使运行时间减少2/3,这表明改进的UVLM可作为MAV的一种快速气动力估算工具,在MAV的优化中存在显见的应用价值。