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     

亚超音速机翼最佳弯扭综合设计计算方法

本文介绍一种亚超音速机翼最佳弯扭综合设计的计算方法,它应用了有限基本解方法。分别在亚超音速各选取一个设计点(M数和C_L),进行机翼弯扭设计,其目的是减小与升力相关的阻力。在此基础上,顾及亚音速和超音速这两个设计点的气动力特性,还要兼顾到飞机其它性能和结构上实现的可能性,进行机翼的综合设计。本文分别给出了亚音速最佳弯扭设计,超音速最佳弯扭设计和综合设计的计算结果。经过分析表明,计算结果是合理的。     

亚跨超音速喷管内流场的整体矢通量分裂算法

从N－S方程出发，采用先进的矢通量分裂算法，对亚跨超音速喷管内流场进行了整体模拟计算。文中对几种不同计算格式的计算效率进行了比较，给出了超音速占优混合流动的直接分割求解方法。计算采用代数湍流模型，跨音速段的计算结果同其它实验和计算结果进行了比较。计算中发现对出口边界条件进行亚音速、超音速和有回流分别处理很有必要；边界层内的M数沿壁面法向变化非常快；不同壁温条件和不同的流动Re数均会改变边界层的厚度。     

再入机动飞行器气动特性的数值计算和近似计算方法

本文提供了改进的空间Euler方程推进方法和稳定方法,可有效地计算再入机动飞行器的流场,然而,这种数值方法计算再入飞行器的气动特性耗机时多,经费昂贵。 本文发展了一种新的近似计算方法,其计算结果与数值解和试验相比相当吻合,计算机时仅为数值计算的0.2％,对于工程应用,该方法是有数的工具。     

不同热边界对超音速机翼气动热数值分析的影响

飞行器在超音速飞行时受到的气动加热效应给结构强度及热防护设计带来极大影响,且真实状态下的气动热环境需要考虑外流场与结构的耦合及内壁面边界条件的影响。采用S-A湍流模型求解Navier-Stokes方程,通过流场与固体壁面交界处的信息传递,实现外流场与结构场的耦合数值分析。针对三种不同翼型的超音速绕流气动加热进行耦合数值研究,对比翼型内壁面在不同热边界条件下的气动热效应,结果表明：不同翼型具有与气动力相似的的气动热效应;内壁面考虑对流换热的边界条件最接近真实;考虑机翼燃油箱满油时,三维机翼前缘驻点处热流密度最高可达4200w/m2。     

基于数值风洞技术的民用飞机系留气动载荷计算研究

基于数值风洞技术,针对在低速风洞进行的民用运输飞机的地面系留载荷风洞试验进行了模拟研究。使用CFD软件建立了风洞试验段和飞机风洞模型的数值模型。根据风洞试验条件设置数值计算条件,计算了侧滑角在0毅~ -180毅范围内的飞机模型气动力。由于数值模型包括了洞壁、地板,计算结果和试验结果吻合良好。结果分析表明:当-120毅臆茁臆-90毅时,前起落架系留装置将承受较大的载荷,该载荷主要源于大偏航角时平尾部件产生的抬头力矩引起的纵向载荷,以及偏航力矩引起的横向载荷;Cl 比Cm 小两个数量级,对系留载荷的影响不占主导地位;将平尾、升降舵或方向舵预偏可降低系留载荷。为民用飞机低速风洞试验数值建模提供了参考。     

亚燃、超燃双重燃烧进气分流数值模拟研究

本文介绍了亚燃、超燃双重燃烧进气分流的物理数学模型以及应用Euler方程组求解分流流场的数值计算方法,最后给出了计算的初步结果.     

矢量推力喷流对飞行器气动载荷影响的研究

矢量推力喷流对飞行器绕流具有干扰作用,引起飞行器气动载荷变化,对飞行器操纵性也有潜在影响。这种气动干扰和载荷变化是矢量推力技术研究的一个重要方面。与普通喷流相比,矢量推力喷流具有喷流偏转的特点,喷流偏转对气动干扰有重要贡献。因此本文采用多块搭接网格模拟了矢量推力飞行器无粘绕流流场,通过力系数和力矩系数对比,探讨了飞行器气动载荷随喷流偏转角的变化规律,这些规律具有理论和实际意义。     

双尾撑无人机气动数值计算

使用CFD计算流体力学软件对双尾撑无人机进行气动力数值计算,得到小迎角范围内的气动特性参数以及双尾撑无人机表面的压力、密度和来流速度分布情况。运用飞机工程经验计算方法对该无人机进行气动力计算,同时与数值计算结果进行比较分析,结果表明,数值计算方法能够合理的模拟低速流场流动,对无人机的气动布局分析具有重要作用,为下一步无人机的气动布局优化提供了有效的理论基础和参考。     

完全非定常气动力计算的新途径

 本文提出了一种亚音速、完全非定常机翼气动力的数值计算方法（暂称为“势差法”）,该方法对于机翼所作的任意运动,能在时间域内计算出气动力和空间速度场的变化规律。算例结果表明势差法计算结果与其它方法计算结果和实验值是一致的。     

亚音速升力面气动敏感性导数计算

具有任意曲线前缘的亚音速升力面的气动敏感性导数由核函数法给出。用自适应积分法计算弦向积分,用Multhopp法结合抽去奇点,计算Mangler积分主值。将积分核展成Chebyshef多项式的渐近展开式以保证结果的收敛性。最后将广义力系数及其敏感性导数表示成简单形式,对椭圆、矩形和后掠机翼作了计算,所得结果在升力面理论精度范围内与直接由核函数法得到的结果一致;而且所得到的偏导数可在飞机设计中分析综合用于多学科优化。     

亚声速全机纵横向气动特性计算方法

本文介绍了一种涡格方法,它适用于亚声速飞机的纵横向气动特性计算。该方法中,升力面用布置在中弧面的平均平面上的单涡格层,或用布置在上、下表面的平均平面上的双涡格层模拟,机身则由布置在表面上的四边形涡环或由布置在一组同轴棱柱面上的涡栅来模拟。地面效应用布置镜像涡系的办法处理。文中讨论了机翼尾涡偏斜对平尾、立尾的影响。 该方法计算的结果与有关的理论和实验进行了比较。这些比较表明,此方法计算精度满足工程设计的要求。     

亚、超音速机翼非定常广义气动力系数之间的关系

 <正> 研究弹性飞机的动力学特性应计及非定常广义气动力。为了尽可能保留非定常运动历程,应首先计算由阶跃函数形式下洗产生的非定常气动力函数(指示函数或指数函数),再利用卷积形式的迭加原理处理任意函数形式下洗产生的非定常气动力。用振型法建立飞机弹性运动方程,可将飞机上任一质点的弹性位移近似地表示为     

亚音速升力面理论的一种新解法

本文提供了亚音速升力面理论的一种新解法,可求解亚音速流中有限翼展机翼的载荷分布。计算中采用传统的弦向级数和展向分条。证明了Mangler二重奇异积分可交换积分次序,从而使积分可解析地求出。对弦向积分的被积函数作多项式分段逼近,可使核函数的表达式成为封闭形式的有限和,导致性态很好的系数矩阵。计算结果与实验及其它方法的结果作了比较,并给出了计算效率。     

超声速进气道流场和边界层计算

对设计马赫数为3.5的混压式进气道,在小迎角下作了流场和边界层计算。用内激波捕捉法计算无粘流场,用积分法计算层流和湍流边界层。结果和实验数据以及特征解一致,边界层位移厚度也合理。     

二维定常亚音速无旋气流绕物体的流动

本文采用小扰动法给出了定常亚音速无旋气流绕物体流动的解析解,同时也给出了一个将单位圆域保角映射成一个任意封闭翼型的简单计算公式。此外还导出了压强系数的新的近似表达式。在流过鼓包的流动问题上,它与由Kaplan提出的精确解析结果相比,二者极为符合。     

二维折角管道内超声速流动的多重网格计算

本文应用Euler模型和隐式TVD格式计算了二维折角管道内的超声速流动问题,为了有效地模拟激波和膨胀波系的相互干扰及壁面的反射,本文试将多重网格法和TVD格式结合起来进行数值求解。考虑到目前绝大部分文章采用V-循环多重网格法,我们对多重网格法中的几种多层次循环形式(V-循环、W-循环)进行了比较性的数值计算,旨在从中发现合适的多层次循环求解的形式,以期充分发挥多重网格法在Euler方程求解过程中的效益。同时,本文也是对多重网格法和TVD格式结合求解的一次初步尝试。