楔形体入波浪水面数值模拟

数值模拟分析楔形体入波浪水面流体力学现象和运动姿态变化历程，为水上飞机在波浪水面起降提供技术和理论支持。基于有限体积法求解非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程和SST k-ω湍流模型，结合整体动网格法的速度入口造波方法、阻尼消波法和流体体积（VOF）液面捕捉技术构造数值波浪水池，耦合三/六自由度模型，实现楔形体入线性规则波和不规则波的数值模拟。在楔形体入静水面算例验证的基础上，详细研究二维楔形体在线性规则波波峰、波谷、平衡位置-上行速度和下行速度处入水过程的受力特性和运动姿态变化。结果表明：速度入口造波方法的波浪数值解与理论解析解较吻合，偏差为1%；在二维楔形体入规则波过程中，楔形体所受垂向力和垂向速度变化趋势相同，对横向位移影响较小，其数值变化少于0.01；在平衡位置入水过程中，模型的滚转角和横向速度变化明显，其数值变化约为波峰、波谷位置处的8倍和10倍。分析原因：平衡位置处波浪内流速度变化较快，模型所受波浪力冲量较大，且楔形体两侧斜边与波浪的相互作用力也参与到模型的运动中。数值模拟二维楔形体在线性不规则波5个随机时间点入水及三维楔形体在波峰、平衡位置-上行速度处入水过程，其变化规律及形成原因与入规则波相似。     

着水初始条件对水陆两栖飞机着水性能的影响

针对着水初始条件对水陆两栖飞机静水面降落性能影响的问题,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ω两方程模型求解非定常流场,耦合流体体积模型捕捉自由液面,结合改进的流场域网格划分策略,并借助任意拉格朗日欧拉方法处理机体、网格和水气交界面三者关系。基于上述方法,探讨初始姿态角、下降速度和前飞速度对着水性能的影响,其中驾驶舱与重心位置加速度、气动力与水动力、俯仰角与吃水深度等参数变化被考虑在内,逐步得到最优着水初始条件。结果表明：增大初始姿态角有利于减缓飞机各位置除初次触水过载峰值外过载峰值的变化。当飞机俯仰力矩出现极值时,驾驶舱垂向过载显著大于其他方向和位置过载。减小初始下降速度,各加速度值也随之减小,值得注意的是重心垂向加速度值与初始垂向下降速度平方值存在线性变化关系。着水前飞速度的选取应使得气动升力略大于重力,飞机才能获得更佳的着水性能。     

大型飞机机身垂直入水冲击特性数值研究

针对带有中央翼盒的某型飞机的机身,数值研究了不同入水速度、姿态角和尾翘角对入水过程中机身压强和冲击力的影响规律。数值模拟中,控制方程选为非定常可压缩流动的雷诺时均Navier-tokes方程(RANS)和实现的k-ε模型,使用体积分数(VOF)方法捕捉水气交界面的变化,采用整体动网格技术来模拟机身相对于水面的运动。结果分析表明:机身入水过程中压强峰值首先出现在喷溅根部,随后转移至机身底部;入水初期机身冲击力系数迅速增大,而后略有回落,入水后期由于中央翼盒冲击水面会导致冲击力系数再次迅速增大,而后小幅震荡。速度越大、姿态角越大、尾翘角越小,机身冲击力系数越小。     

波浪情况下民机水上迫降性能数值分析

为了研究波浪情况下民机水上迫降性能,选用计算流体力学的有限体积法求解非定常不可压缩RANS方程,基于VOF法、整体动网格法、斯托克斯五阶波浪模型和自适应网格技术,以空客A320-200为研究对象,按照适航规章相关要求与建议,构建了民机水上迫降数值仿真模型。首先,对比分析了静水面和波浪水面下飞机水上迫降过程。结果表明：相同初始飞行参数下,波浪水面下最大水平过载为2.42 g,是静水面的1.09倍;最大垂向过载为4.82 g,是静水面的2.82倍。2种情况下,空气垫效应和潜水现象明显,碰撞初段,飞机均受到吸力作用;波浪情况下,跳跃现象出现,但并未对飞机的运动过程产生剧烈影响。其次,研究了波浪参数对水上迫降性能的影响。分析结果表明：同一波峰撞击阶段内,波高越高,则最大水平过载和最大垂向过载越大;波长越长,则最大垂向过载越小;波高越高,波长越长,则最大下沉速度越大。     

车载单天线GPS/MEMS-SINS组合对准算法

捷联式惯性导航系统（SINS）需要精确的初始姿态信息进行姿态、速度和位置解算,而微机电系统（MEMS）惯性传感器由于精度限制无法完成自对准。为了解决这个问题,提出一种基于单天线GPS测姿和MEMS SINS的组合对准算法。采用单天线GPS在载体稳定协调运动条件下给出粗略的航向角信息,进行姿态粗对准。在精对准阶段,使用GPS提供的载体的航向角、位置和速度信息作为观测量,建立Kalman滤波器,对捷联式惯性系统的误差项进行估计,得到精确的姿态矩阵（DCM）,完成对准。经过仿真和车载试验验证,对准后的俯仰角和横滚角均方误差在0.1°内,航向角均方误差在0.5°以内。表明算法可以在运动条件下完成载体的对准要求,有一定的实用价值。     

幂律型流体雾化SPH方法数值分析

幂律型流体的雾化过程存在复杂的界面运动,用传统网格法很难精确追踪运动界面.为研究幂律型流体的雾化特性,运用SPH方法对典型的双股幂律型流体撞击雾化问题进行三维数值分析.根据文献实验,采用SPH方法模拟获得与实验条件相应的数值结果,对比后表明,二者雾化角相当吻合,数值结果还成功捕捉到液膜向液丝的破碎过程及网状的液丝分布状态,验证了方法的有效性.分析了射流速度和撞击角度对雾化角的影响,得到雾化角随着射流速度和撞击角度的增加而增大;对雾化后的速度场进行数值分析后表明,撞击点附近,惯性力的作用使速度场变化剧烈;在流体远离撞击点的过程中,粘性耗散作用使速度场趋于稳定,但速度大小小于初始撞击速度.     

地效翼船水橇的外形设计及水动力特性的数值模拟

地效翼船的发展过程中,必须解决一大技术性难题:起飞过程中升阻比较小,使得船身无法快速抬离水面。基于以上问题,根据船身理论、机翼设计理论和冯·卡门入水冲击理论等,设计一种应用于地效翼船的水橇,利用CATIA对水橇进行三维建模,并使用FLUENT软件对该水橇进行水动力特性的数值模拟。结果表明:水橇的升力系数和阻力系数随着攻角的增大而增大,其升阻比呈抛物线趋势,在攻角为5°左右到达最大值;相对其他来流速度,水橇在来流速度2m/s时的升力系数、阻力系数和升阻比更大。     

飞机简化模型水上迫降入水的数值研究

在飞机水上迫降过程中,其尾部吸力对姿态角的变化具有重要影响.基于Fluent软件,利用动网格技术、用户自定义函数(UDF)、六自由度(6DOF)模型、流体体积(VOF)模型,首先对二维圆柱、三维椭圆抛物体垂直入水以及三维平板水平划水进行数值模拟,并与试验结果对比验证模拟方法的可靠性;然后对NACA TN 2929简化飞机模型进行水上迫降数值模拟.研究发现:尾部吸力使飞机俯仰姿态角发生剧烈变化,入水初期尾部吸力产生的抬头力矩使飞机姿态角快速增加,当姿态角达到最大时,尾部吸力产生的抬头力矩很小,在重力作用下飞机姿态角快速减小.本文所采用的三维数值模拟方法能够较好地模拟飞机水上迫降过程中的吸力和姿态角变化.     

潜地导弹出筒运动仿真

导弹的出筒运动决定了导弹水中运动的初始参数,直接影响导弹的水中弹道。通过建立潜地导弹出筒运动模型,研究导弹在出筒运动中所受到的外力以及在外力作用下导弹出筒参数的变化,分析潜艇的摇摆运动对导弹出筒速度和姿态的影响。仿真计算结果表明:潜艇的摇摆运动对导弹的出筒速度影响很小,对导弹的出筒姿态角影响较大,特别是潜艇的纵摇运动对导弹出筒姿态角的影响比较显著,且潜艇摇摆运动的周期越大,导弹的出筒姿态越接近垂直。     

高速平板着水数值模拟

探索和揭示物体入水冲击的流体力学现象与机理对飞行器水上迫降问题的研究有重要的参考价值。对高速平板着水涉及到的复杂物理问题展开数值模拟,采用有限体积法求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程和标准k-ε湍流模型,流体体积(VOF)模型捕捉水气交界面,整体动网格技术处理平板与水面的相对运动。在二维楔形体入水冲击的算例验证基础上,详细研究平板高速着水引起流体喷溅、射流、空气垫等现象和平板底面压力变化历程,结果表明:空气垫现象明显,俯仰角4°平板下表面出现规律的空气泡,10°时则不存在;平板下表面的水体沿壁面运动,当俯仰角为10°时,壁面水体的运动速度显著增加;在大俯仰角的情况下明显出现负压区。     

机场污染跑道飞机轮胎的溅水问题

飞机在有积水、融雪的跑道起降时,由轮胎滑跑所产生的溅水有可能影响飞机的滑跑性能与安全。因此,积水跑道上的滑跑溅水试验是民航飞机适航审定的一个重要科目。在有限元软件LS-DYNA中对飞机轮胎溅水进行模拟,对于水粒子的模拟采用光滑粒子流体动力学(SPH)方法。针对某一具体轮胎参数首先进行了工程估算分析,接着建立了飞机轮胎的溅水分析模型,并对模型有效性进行了验证,进而分析了多种因素对轮胎溅水形态分布的影响。通过工程估算和数值计算结果的比较,发现存在临界的飞机滑跑速度,当飞机滑跑速度处于该临界值时,侧视溅水角度达到最大值。并在数值模拟中给出了不同位置溅水量相对大小的统计方法并指出轮胎翻边对溅水有显著的影响。     

翼吊长涵道发动机短舱内偏角优化和机理研究

翼吊式发动机短舱是现代大中型飞机最常采用的气动布局形式,发动机短舱及挂架相对于机翼的展向位置、弦向位置、垂向位置、内偏角、安装角均会对它们之间的流场产生影响,进而影响全机的气动特性。本文采用CFD数值计算的方法,对翼吊长涵道发动机短舱的内偏角进行优化分析。对比分析了不同内偏角时,高速巡航状态的干扰阻力和低速大迎角状态的失速特性,研究了高速巡航时挂架内侧出现高负压峰值的机理,以及不同剖面形状的挂架对内偏角优化的影响。计算结果表明：内偏角-0.5°、0°和0.5°时,干扰阻力及升力损失较小,不同剖面形状的挂架不会对内偏角优化结果产生较大影响,但可以减小挂架内侧的负压峰值。本文得出的结论对工程上翼下吊挂外挂物有一定的指导意义。     

桨扇后掠降噪规律及声学机理数值研究

结合三维流场数值模拟方法和声学Ffowcs Williams-Hawkings方程声类比方法,对对转桨扇流动及声学特征进行仿真分析,研究了桨叶后掠角对对转桨扇的气动性能和气动噪声的影响规律。结果表明：对转桨扇桨叶后掠角从0°增加至40°,高速巡航状态推进效率可提高接近1.5个百分点,起飞状态推进效率提升不大;桨扇噪声大小与后排桨叶吸力面压力脉动强度有直接关系,增大桨扇桨叶后掠角可明显降低压力脉动强度,从而降低起飞状态下对转桨扇整个角向范围内的噪声大小;在噪声最大的75°角向位置,后掠角从0°增至40°声压级降低达3 dB以上。     

三维高超声速边界层中eN方法的应用

针对e N方法中的鞍点法(SPM),结合内波理论,提出了一种简便算法.并用该算法计算了一个由平板、圆锥、圆柱3部分组成的模型以马赫数为10的速度在高度位于30~45km之间、攻角为0°和10°的工况下N值分布情况.结果表明:高度的增加会使转捩位置向下游移动,转捩面积会变小甚至消失;与攻角为0°相比,攻角为10°会使迎风的平板部分转捩发生的可能性增大,转捩面积也会变大;对于背风处的圆锥部分,攻角为10°却会减弱转捩发生可能性,使得转捩面积变小,甚至消失,而且转捩位置也会变化.     

转速对高速旋转冲压增程弹用进气道影响数值模拟

结合分区对接网格技术以及二阶精度区域分解算法，对高速旋转、含侧向支柱冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟。得到了高速旋转工况下对应于不同来流攻角和旋转角速度，临界工况时，超声速进气道内外流场复杂的波系结构。随着旋转角速度的提高，进气道总压恢复系数和动能效率均有所降低，而流场畸变指数则显著增大。特别是当转速达到20kr／min，进气道总压恢复系数和动能效率下降趋势以及流场畸变指数增大趋势更明显。攻角的存在对冲压发动机进气道的总体性能产生了负面影响。     

平板条叶片撞击靶板的数值仿真研究

建立有限元模型,对平板条叶片以不同角度和初始速度撞击矩形靶板的过程进行了数值模拟。分析了撞击过程中叶片与靶板的变形以及能量变化情况,以及撞击角度的影响,得到了撞击过程中平板条和靶板的变形及能量变化规律。模拟结果表明,撞击角度对靶板被击穿时的临界速度有着显著影响,角度越小,临界速度越大;靶板刚好被击穿时,靶板吸收的形变能出现局部峰值。     

变弯度导叶对某高负荷双级风扇气动性能的影响

为了改善某高负荷双级风扇在非设计转速出现的裕度不足和转子攻角过大的问题,研究了变弯度导叶的调节对高负荷双级风扇气动性能和内部流场的影响,对比分析了不同形式变弯度导叶和传统可调导叶的性能差异.数值模拟结果表明:80%转速时高负荷双级风扇的绝热效率随着正预旋角度增加而显著增加,预旋角度为30°时的绝热效率提高了3.5%;传统可调导叶扩稳效果较优,受到大预旋角度下大损失的限制;变弯度导叶的开缝形式、开缝位置、导叶稠度均与气动性能密切相关,具体设计需要根据高负荷双级风扇工作情况进行探讨.      

一种高超声速进气道加速自起动的实验方法

为了探寻在地面常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验的可行性,提出了基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法。该实验方法通过将安装有前遮板的进气道模型在风洞实验段整体从极限正攻角旋转至极限负攻角,前遮板会产生激波对远前方气流减速,或产生膨胀波对远前方气流加速,而位于前遮板下游的进气道即可获得加速自起动过程所需连续加速的来流条件。通过数值仿真对所提出的加速自起动实验方法进行了验证。研究结果显示:以2(°)/s的角速度整体旋转基于前遮板的高超声速进气道模型,其起动马赫数与高超声速进气道自身加速自起动马赫数相差在1%以内,表明基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法能够被用于在常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验研究。