亚音速复杂组合体表面压力分布及气动力特性数值计算方法

本文从亚音速小扰动位势方程出发,给出了计算任意复杂组合体表面压力分布和纵向气动力特性的基本解的数值计算方法。把全机表面划分成许多网格,在每个网格上布置基本解以模拟物体,用物面上没有法向气流穿透的边界条件决定基本解的未知强度,从而计算出物面压力系数,积分出总气动力特性。该方法适用于任意形状的机身及任意平面形状、任意厚度、弯度和扭转分布的机翼(尾翼),机翼(尾翼)可以带有两段后缘操纵面。为降低对电子计算机存贮量、速度和稳定时间的要求,本方法采用了机翼、机身、尾翼部件之间的循环迭代求解。     

超,高超声速机翼俯仰导数的欧拉方程摄动解法

应用片条理论，将文献（１）的尖前缘任意翼型的俯仰稳定性导数的计算方法作、推广、用于计算任意平面形状的三维机翼。在各种特殊的情况下，其计算结果与现有的理论都符合得很好。在激波附体的条件下，本文的计算方法可用于计算任意迎角。任意平面形状机翼的超、高速声速俯仰稳定性导数。     

机翼平面形状参数摄动面元法

在内部Ｄｉｒｉｃｈｉｅｔ边界条件的基础上,藉助于对奇异积分的解析微分,可用解析法计算偶强密度对机翼平面形状乡数的敏感性偏导致（建立一般敏感性方程所需）。机翼平面形状参数摄动后其偶强分布即可藉线性外推得出。从而,压力分布、升力和俯仰力矩系数即可快速确定。振动面元法与相应的低阶面无法计算结果表明,该方法有良好的准确度且使计算工作量大大减少（摄动外推所需ＣＰＵ时间比相应的低阶面元法少两个量级）。     

超声速和高超声速机翼俯仰导数—当地流活塞理论解法

本文给出计算超声速和高超声速尖前缘三维机翼俯仰导数的一个近似解析方法。该方法是根据当地流活塞理论和片条理论导得的。在激波附着于机翼前缘情况下,本方法可用于计算任意迎角,颇为一般的平面形状、尖前缘剖面机翼的俯仰导数。中小平均迎角的数值结果与有限的试验数据和其它理论作了比较,示例表明本方法的结果令人满意。     

具有脱体涡的厚度翼绕流计算

本文发展了一种面元法(Panel Method),用以计算具有脱体涡的三元厚度机翼的空气动力。所采用的模型简单、直观,并能适用于具有不同翼型的任意平面形状三元机翼。该方法采用了平面四边形网格及由一个平行四边形和四个不共面的三角形组成的网格。在每一网格上布置了二次偶极子面分布,以确保较高的精确度。算例有矩形翼、后掠翼等。计算结果和可以找到的实硷数据及其它的理论方法做了比较,相互吻合是满意的。     

任意形状平面载流线圈在远点处的磁场计算

在电磁场中,经常计算圆环、矩形、三角形等规则平面载流线圈特殊点（如中心轴线上）的磁场分布规律,而复杂一些的问题,例如规则平面载流线圈的远点和任意点的磁场分布规律由于数学处理繁杂一般不加以计算.实践中通过对规则平面载流线圈中心轴线上任意一点和与该线圈共面的对称线上的任意一点的磁场分布规律的整理分析,用二者合成的方法,经推广得出一般性规律,可以解决任意形状的平面载流线圈在远点处这一类的磁场计算问题.     

带襟、副翼三维机翼粘性绕流计算

运用嵌套网格方法严格考虑机翼切口和副翼、襟翼端面几何形状生成了合理的计算网格 ,并应用雷诺平均 Navier-Stokes方程和 Johnson-King湍流模型计算了带副翼三维机翼和带双襟翼三维机翼的粘性绕流。计算实践表明 ,用该方法可以很好地预计压力分布和最大升力。     

超音速旋转体与机翼当升力不为零时的波阻力

本文利用微扰动理论的波阻力积分公式, 推导了超音速旋转体与机翼当升力不为零时的波阻力公式, 应用这些公式得到细长旋转体与小展弦比机翼在一定的条件下的最小波阻力和对应的横截面积与升力顺气流方向的分布与外形,以及任意平面形状机翼的最小波阻力和对应的截面积与升力分布所满足的条件。最后, 建立了一个最佳超音速小展弦比机翼的极图公式, 并求解了最大升阻比问题。     

CJ818超临界机翼气动优化设计

CJ818的超临界机翼设计主要分为以下几个步骤:选定机翼的平面形状,主要包括确定机翼面积、翼根弦长、根梢比、1/4弦线后掠角、前缘后掠角等;在诱导阻力最小的原则下,把三维机翼的设计升力系数转化为二维翼型的设计升力系数;根据机翼装载和结构设计的需要,确定配置翼型厚度沿展向的分布,根据飞机的巡航失速特性,初步确定配置翼型沿展向的扭转角分布;确定控制翼型个数,优化选择出满足要求的翼型;最后在CATIA里完成三维机翼的外形设计。对设计完的机翼,利用ICEM对其网格划分,并进行CFD数值计算,分析表面压力分布,对扭角分布和翼型进行优化,最终完成三维机翼的巡航外形设计。     

在运动突风作用下亚声速机翼非定常气动力数值计算

本文应用运动涡有限基本解方法求得亚声速机翼在运动突风作用下非定常气动力的数值解。对于不同平面形状的机翼进行了计算。计算结果表明,该方法解类似的问题是有效的。     

机翼大攻角气动力数值计算

本文描述了一个计算任意平面形状的机翼在无粘、亚音速、大攻角情况下的气动力数值方法,计算大攻角下气流分离时的定常非线性气动载荷。考虑翼面具有脱体涡分离,对旋涡强度和自由涡的位置进行松驰透代,取得收敛解。计算结果与实验数据很接近。     

气流沿尖锐机翼边缘分离时的气动载荷的数值计算

 本文考虑定常、无粘、亚音速流中任意平面形状的平板机翼在大迎角下气流沿尖锐边缘分离出现脱体涡时的气动载荷数值计算。采用涡格法,对旋涡强度与前、侧缘脱体涡线和后缘尾涡线的位置进行松弛迭代计算,取得了收敛的结果。本方法对机翼平面形状没有限制,只要假定其尖边缘处气流产生分离。本方法还用于前后翼干扰计算,其中前翼被假定沿尖边缘产生气流分离。算例计有三角翼,矩形翼,箭形翼和后退梯形翼以及前后翼干扰等。不可压情况和可压缩流情况都分别进行了计算,计算结果与可以找到的实验数值进行了比较,结果很接近。     

跨声速机翼的设计计算方法

本文介绍一种三维跨声速机翼设计计算方法,它以跨声速小扰动理论为基础,以给定的压力分布与分析计算的压力分布之差作为目标函数,应用Green定理建立起目标函数与机翼剖面形状修改量的线性代数方程组,从而求解出翼剖面的修改量,加到原来机翼各剖面上,再用分析计算程序计算,经过多次的反复,就可以达到设计目标。本方法的特点是分析计算程序与设计程序相对独立,只作小量修改就可联合使用。本文介绍用此方法设计的两个算例,说明设计结果是好的,计算机时与其它方法相比是大大缩短了。     

基于工程的跨声速机翼两步优化设计方法

以跨声速机翼设计中权衡气动性能和总体设计要求的工程应用为出发点,在保证机翼结构重量和容积不变的约束下,提出了平面形状优化与剖面翼型优化结合的两步优化设计策略.应用神经网络和遗传算法,建立了相应的设计方法.采用两步优化方法进行跨声速机翼设计,第一步设计中,通过平面形状优化,增大机翼展弦比、减小诱导阻力是机翼气动性能改善的...     

微型飞机机翼平面形状选择方法研究

提出了一种在微型飞机初始设计阶段进行机翼甲面形状选择的方法。该方法利用涡格法计算特定机翼平面形状的升阻特性、再结合多项式拟合和插值运算、利用等高线云图进行直观的对比显示进行机翼平而形状的选择。通过在微型飞机原理样机研制中的应用、验证了该方法的实用性和有效性。     

细长翼涡破裂对气动特性影响的计算

本文在简化的前缘涡模型基础上,沿涡轴分布点源,以模拟细长翼涡破裂对气动特性的影响。对一组不同平面形状细长翼的计算表明,用本方法得到的结果在定性上与机翼在失速迎角前后实际的气动特性变化趋势是一致的。     

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     

大型客机超临界机翼气动优化设计

超临界机翼在方案设计阶段要估算机翼面积并初步确定机翼平面形状.当进入详细设计阶段时,必须仔细考虑机翼的几何参数,以便得到对于规定任务的最佳平面形状和弯扭配置.机翼设计时不能和飞机的其他部件分开进行独立考虑,但是在设计的初始阶段,只需要抓住最主要的几个机翼参数,进而在后期设计中,再详细考虑飞机方案和技术之间要涉及的全部因素.     

桨叶表面压力分布和螺桨性能的升力面算法

本文提供了一种根据升力面理论计算螺旋桨桨叶表面压力分布和螺旋桨性能的数值方法。这种方法适用于具有任意桨叶数、任意形状的螺旋桨。对两算例的计算结果和实验结果作了比较 ,符合很好     

运动突风作用下机翼-机身-尾翼亚音速非定常气动力数值计算

 本文研究了亚音速机翼-机身-尾翼复杂平面形状在运动突风作用下非定常气动特性。采用有限基本解法,在不同入射方向和倾斜角下,对不同复杂平面形状的非定常气动力进行了计算,计算结果与实验数据也较接近。