基于阻力分解策略的翼型阻力计算方法研究

研究并应用了基于翼型阻力分解策略的中场积分计算阻力的方法。中场积分方法是近年来提出的一种新的计算阻力的方法,方法将流场分为三个不同的区域：波阻区、型阻区、数值耗散区,通过对不同区域进行积分将阻力分解为波阻、型阻、数值耗散阻力。计算结果表明中场积分方法与传统的表面积分方法和远场积分方法相比,不仅可以将阻力分解成不同部分以便于进一步分析阻力产生机理,而且在计算中对网格量的要求较低,即使在网格量较小的情况下也能得到较精确的结果。     

高升力下二维构型阻力准确测量研究

翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围。在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术。通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式。研究表明：在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值。     

阻力精确分解的方法研究与数值模拟

根据阻力产生的物理机理将阻力分解为近场阻力和中场阻力,建立实现了阻力精确分解方法:近场阻力法和中场阻力法,前者对飞行器表面压强和切应力积分将阻力分解为压差阻力和摩擦阻力,后者通过区域划分式积分将阻力分解为波阻、粘阻、诱导阻力和数值耗散阻力.选取RAE2822翼型、M6机翼和某宽体标模进行数值模拟,验证阻力分解方法的正确性,对比两种方法进行阻力分解辨识的能力与不足.研究结果表明,中场阻力法可以给出详细的阻力构成,更有利于进行阻力产生分析和减阻优化设计;近场阻力和中场阻力计算可以很好地达到阻力平衡,但由于消除了数值耗散阻力,中场阻力法的计算结果要比近场阻力法更接近实验值.     

大型客机的多学科优化设计

飞机概念设计需平衡多学科间的矛盾,在多学科优化设计方法的气动学科中应用涡格法在Trefftz平面得到诱导阻力,采用工程估算方法得到摩阻、波阻和干扰阻力;重量学科将机翼简化为盒式结构来分析机翼蒙皮承受弯曲力矩所需要的厚度及重量,按常规设计方法,计算了起飞总重;还考虑航程、最大升力等性能学科的约束。优化方法采用遗传算法。以起飞总重为最小作为优化目标,建立了大型客机多学科优化概念设计框架和优化设计的软件。还以波音747飞机为算例进行了优化设计计算分析,验证了这一设计方法在飞机概念设计中的有效性。     

基于CFD的涡扇发动机推阻分解方法及应用

瞄准民用航空发动机的动力短舱的推阻分解问题,应用基于计算流体力学的方法进行推力与阻力的计算。首先对动力短舱进行控制体受力分析,明确各项气动力的计算方法,然后采用三个验证算例对推阻分解方法进行应用验证:NACA 1-85-75进气道算例表明,该方法能够很好地计算进气道的溢流阻力,计算结果与试验符合较好;DSFR双涵道喷管算例显示该方法对喷管速度系数的计算误差大约为0.003~0.004左右,有良好的预测效果;最后采用NAL-AERO-02-01TPS短舱算例演示和验证推阻分解过程,并应用该方法排除了喷管阻力的影响,分析了短舱外阻随马赫数的变化趋势。     

含侧喷流弹丸三维绕流干扰流场数值分析

从全Navier-Stokes方程出发，应用三维隐式有限体积TVD格式，在超声速和零攻角条件下，分别对无侧喷流和含侧喷流的低阻远程弹丸三维粘性绕流流场进行了数值模拟，为避免分区计算而用代数方法生成了弹丸绕流场O型网络，计算结果得到了清晰的流场波系结构，并从流场波系结构、弹体和弹底表面压力分布等角度将两者进行了对比与分析，表明侧喷流不仅提供增程推力，而且改变了弹丸阻力特性，其结果可用于研究弹丸的火箭增程技术。     

基于iSIGHT的跨声速翼型鼓包优化设计

<正>对于在跨声速下飞行的大型客机,机翼上表面流动比较复杂,存在亚声速气流、超声速气流以及激波和边界层干扰的流动现象,特别是在由超声速区过渡到亚声速区时,流动急剧的变化会产生波阻力。此时,由波阻导致的阻力增加使飞机燃油的消耗增大,并且随着波阻强度的增加阻力会迅速增大;与此同时,激波强度的增加会使得激波后的逆压梯度逐渐增大以至于边界层不能维持在机翼表面而产生流动分离,从而使得升阻比迅速下降。这对于     

实体鼓包对超临界翼型的流动控制和减阻研究

采用数值模拟的手段,研究了实体鼓包对超临界翼型的流动控制和减阻作用。超临界机翼在非设计状态时由于波阻增加导致总阻力增大;在激波的波脚位置有效地使用实体鼓包,可以减小激波阻力;在中高升力系数情况下,使用实体鼓包可提高升阻比。     

共轴式直升机桨毂阻力特性计算研究

共轴式直升机桨毂迎风面积大,表面结构复杂,产生的气动阻力占全机废阻的50%以上。采用求解N-S方程的方法对某型共轴式直升机桨毂的阻力特性进行了计算,分别研究了飞行速度、上下桨毂方位角和计算模型尺寸的变化对桨毂阻力特性的影响。通过分析计算结果发现上下支臂的气动阻力比较大,直升机飞行速度、上下桨毂方位角和计算模型尺寸变化对桨毂阻力的影响比较小。研究结果可为直升机桨毂减阻设计、阻力特性风洞试验和数值计算等提供一定的参考。     

城际列车底部结构优化减小气动阻力研究

随着我国城镇化建设的进一步加快,将开通越来越多的城际铁路,城际列车减阻问题引起了国内外学者的广泛关注。本文采用基于k-ε两方程的数值计算方法,针对城际列车底部流场分布以及气动阻力分布特性开展研究,研究结果表明:底部设备在整车阻力中占比较重,在列车底部安装半包式裙板、优化车下设备布局均能有效降低列车气动阻力,整车气动阻力减阻率分别可达7.48%和5.69%。此结论可为低阻列车外形设计提供依据。     

发动机进排气系统对飞机气动特性影响的数值研究

为了分析发动机与飞机系统耦合过程中产生的气动力特性,准确获取实际使用条件下的飞机升阻特性,以带动力的某半模飞机模型为研究对象,开展了三维流场数值仿真计算,利用风洞试验数据对计算方法进行了验证,总结了溢流阻力及排气干扰阻力的变化规律,结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,在选定的发动机工作参考状态下,溢流阻力在飞机系统升力与阻力方向的分量随捕获面积比的增大分别增大、减小,排气系统实际工作状态偏离选定的参考状态越远,干扰阻力在飞机系统升力和阻力方向分量的绝对值越大。     

低速粘性流动中翼型的气动特性计算

本文使用表面源汇法计算位流,然后用所得到的翼型表面上和尾迹中心线上的压力分布计算边界层和尾迹层,然后由边界层及尾迹与位流迭代计算得到低速粘性流动中翼型的气动特性。 算例计算结果与实验结果比较一致,本文的方法可用于飞机设计中翼型的选型计算,零升阻力计算及中等迎角以下的升力,阻力和力矩特性计算。 最后给出了用本方法设计的先进翼型NPU-100的实验结果,比较指出,采用新翼型将使亚临界短程飞机(对爬升特性要求较高)的气动性能得到重大改进。还指出,具有很宽低阻范围的NPU-100翼型也是良好的风机翼型。     

推进系统安装修正的计算

在先进军用飞机预研期间，为了评价安装的推进系统性能，研究出一种计算方法，这种方法建立在试验和理论数据上，这些数据涉及几何和气动力变量与溢流阻力，压力恢复附面层吸除阻力，收敛波尾部阻力和喷管干扰效应间的关系，本文主要描述使用该计算方法的计算程序，以利用安装效应对未安装发动机的数据进行修正。     

前缘后掠式栅格翼升阻特性研究

栅格翼阻力大的缺点一直是需要解决的问题,前期研究显示,栅格翼翼面后掠能有效减小超声速阶段的波阻。本文采用数值计算的方法,对栅格翼前缘不同后掠方式、后掠角度及前缘后掠贴体型栅格翼进行了分析研究,数值结果显示栅格翼前缘后掠能有效减小波阻,其中栅格格间交接点为尖点的后掠方式减阻效果更好;栅格翼前缘后掠角度对其升力特性的影响较大,主要体现于对栅格内部气流壅塞现象的改善方面;和背风面为平面的栅格翼相比较,前缘后掠贴体型栅格翼的升阻特性表现更优。     

冷却系统阻力对汽车总阻力影响的数值预测模型研究

采用CFD方法数值模拟了小型汽车发动机冷却系统对全车阻力的影响特性.汽车的内部及外部(发动机舱及舱内)均设置了数值模拟网格.分别计算了散热器及风扇对阻力的影响,采用本校实验结果(散热器压力损失)及制造商提供的数据(散热器及风扇的质量流率)确定初始及边界条件,为基于RNS的CFD提供输入.对汽车轮胎运动模式及行驶速度对散热系统阻力及汽车总阻的影响特性也进行了计算分析.预测结果表明,冷却系统阻力占汽车总阻的6.9％,与实测值吻合.     

小功率表贴式永磁同步电机径向电磁力波特性研究

采用解析法推导出表贴式永磁同步电机径向电磁波的解析表达式,在此基础上求取了径向电磁力波分量的幅值、阶次和频率。分析了径向气隙磁密谐波对径向电磁力波的影响,提出了运用3p阶气隙磁密谐波削弱二倍频径向电磁力波,进而降低电机振动噪声的方法。建立有限元仿真模型对所提出的方法进行验证,证明了所提方法的正确性。     

基于欧拉方程的跨音速外形优化设计方法

将流场分析和优化方法耦合起来，形成一种基于飞机轴向截面积分布的设计方法，用以减小跨音速和超音速飞机的波阻，在本文方法中，流场用欧拉方程进行解算，以阻力参数构成目标函数，以多个截面面积（或当量旋成体半径）为约束，选择合适的优化变量，采用传统的梯度法进行优化设计，文中利用非精确搜索措施，避免了用传统一维搜索所需的大量机时，本算法所需机时少，优化效果明显，可用于飞机的初步设计。     

高超声速飞行器表面气动热和粘性摩擦力计算

本文给出了高超声速飞行器表面摩阻和传热系数（斯坦顿数）的计算结果，采用两种方法平面切面法亦即二维边界层近似法和工程方法计算了飞行器高超声速绕流的粘性效应，并对两种方法的计算结果作了仔细的比较，由文可见，对于在稠密大气层内，沿轨道运行头速度恒定的高超声速有翼飞行器，能够用本文所采用的两种方法计算其表面摩阻和热截荷，此二法可成功地应用于绕复杂形状物体的流动参数计算。     

三角翼无人机受损升阻特性的数值模拟

使用CFD软件求解定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A模型,数值模拟了无损无人机和受损无人机的绕流流场,揭示了马赫数和雷诺数对无人机升阻特性的影响规律,分析了不同位置、不同尺寸损伤孔对无人机升阻特性的影响规律.计算结果表明,机身受损对全机的升阻特性影响较小;机翼受损导致气流分离,严重影响全机的升阻性能,造成全机升力减小,阻力增大;尾舵位置受损对全机升力影响较大,对全机阻力影响较小.     

亚,超音速弹丸底排冷空气减阻性能研究

本文介绍了用底排冷空气方法减少弹丸底部阻力的风洞实验研究情况,描述了马赫数、排气孔几何参数对底压、底阻的影响以及底压、底阻和剪切角随排气率的变化规律。给出了它们的实验结果,并进行了初步分析。