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。     

复杂组合体气动力的高阶面元法数值计算

本文论述了采用高阶面元法计算包括机身、机翼、尾翼、挂架、外挂物在内的复杂组合体的亚音速气动力。复杂组合体分解为若干部件,每一部件以若干网片描述,并剖分为有限数目的面元。本方法中以一个或多个平面多边形近似曲面面元。在每一个面元上布置二次偶极子奇性分布,利用边界条件建立确定偶极子强度的线性方程组,从而接得偶极子强度并计算所需要的气动力参数。     

翼-身-尾组合体的网格生成及 Euler 方程数值模拟

采用代数方法快速生成翼-身-尾组合体三维O-C型贴体网格。该代数网格生成方法使用双边界法,可保证物面附近近似正交,真实地模拟了机身头部及与机翼、尾翼交界处的形状,提高了代数方法生成网格的质量。并用中心格式有限体积法求解跨声速Euler方程,以某翼-身-尾组合体模型为例,计算结果与实验符合良好。     

Simulink中倾转旋翼机飞行力学模型研究

在Simulink环境中建立了功能健全的倾转旋翼飞行力学模型。该模型包含了旋翼、机翼、机身、尾翼等部件气动力模块与操纵机构模块,其中旋翼气动力的计算采取了准定常叶素理论和均匀入流假设,而机翼、机身、尾翼等部件气动力的计算则采用了升力线理论,并考虑了旋翼尾流的影响。最后,以XV-15为样机进行了配平和特征根的计算,并将计算结果与GTRS模型结果进行了对比,验证了该建模方法的有效性。     

民机后体课题几何、气动数据库的建立与库操作以及后续处理

引言 后体课题始于1999年10月,主要分为理论分析研究和试验研究. 理论分析研究主要内容是飞机后体气动力特性的影响因素及其敏感度分析研究,飞机各部件之间相互干扰的数值研究,后体气动力设计准则研究等.实验研究的主要内容是进行不同后体的风洞、水洞试验,不同后体参数组合的机身、机身+机翼+尾翼和机身+机翼+尾翼+短舱等构型的高低速风洞试验,飞机后体带动力气动力特性补充风洞试验等.     

倾转旋翼机飞行力学特性

总结和分析了旋翼、机翼、机身、短舱和尾翼气动力模型和操纵机构特点,其中旋翼气动力模型以准定常叶素理论为基础,机翼和尾翼气动力模型以升力线理论为基础,并分析了旋翼尾流对机翼气动力气动干扰问题;建立了全量非线性倾转旋翼机飞行力学模型;以XV-15为样机,对倾转旋翼机在不同飞行模式和飞行速度下飞行力学特性展开了详细研究,得到的结论有助于深入了解倾转旋翼机飞行力学特性,也可用于倾转旋翼机飞行控制系统设计.      

计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法

本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。     

网格嵌套法在复杂流场计算中的应用

研究了机翼机身组合体带有外挂物如导弹、短舱等的流场特性，在计算中，机翼机身作为整体生成网格，外挂物单独生成网格。     

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。     

基于非结构网格的跨声速静气动弹性计算

基于非结构网格开发了静气动弹性计算程序,通过气动力与弹性变形的交替迭代计算实现流固耦合。气动力求解采用RANS方程,结构变形计算采用柔度系数法,通过面样条(IPS)方法进行柔度系数插值,使用改进弹簧近似法实现网格变形。通过对AGARD 445.6机翼的静气弹计算验证了方法的正确性,同时对机翼的静气动弹性特性进行了分析,计算表明,弹性变形使其升力线斜率下降、焦点前移。     

倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究

对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究.其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型.对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰.最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性.     

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。     

亚、跨音速导弹气动力的有限差分计算

本文介绍亚、跨音速导弹纵向气动力特性计算的有限差分方法。采用园柱座标系,用变步长的混合差分格式进行线超松弛改进迭代计算。速势方程考虑了x向大扰动,并把精确边界条件嵌入到头部的速势方程中,以适用于计算钝头外形的要求。对尾部收缩的弹体,翼涡沿其平面伸展到收缩部分,以模拟涡面对尾翼和尾段的影响。 所建立的程序适用于计算任意形状旋成体弹身,翼身组合体及翼身尾组合体的表面压力分布和纵向气动力系数。 为鉴定方法的有效性和程序的正确性,对三个不同的气动外形进行了计算,与风洞实验结果比较,基本符合。     

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。     

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。     

翼梢装置对某机翼气动弹性行为影响研究

以大客某方案机翼为基本翼,通过数值模拟的方法研究了翼梢装置对机翼气动弹性特性影响,包括静气动弹性及颤振特性。其中通过CFD/CSD弱耦合求解的方法研究其静气动弹性响应,气动力计算采用面元法,结构响应计算采用结构有限元法,通过插值实现翼面气动力与有限元节点力之间的传递,以及有限元模型与气动网格之间的变形传递。对基本翼及带翼梢装置机翼静力学有限元模型局部修改得到动力学模型,应用MSC NASTRAN进行颤振特性分析。研究发现翼梢装置使得机翼的气动弹性特性不同程度均有降低,而不同翼梢装置对其影响又有所不同,可见,翼梢装置的设计在追求气动特性改善的同时必须关注其带来的结构特性的损失。     

关于飞机尾翼压力中心位置的计算讨论

本文介绍了一种基于全机压力分布数值计算(以下简称CFD计算)的飞机尾翼压力中心位置的计算方法,设计目的是为了和飞机设计规范中的估算方法进行对比分析和讨论。目前,我国飞机尾翼压力中心计算所参考的规范和方法主要有FQG (S) 《飞机强度设计规范》(1975年版)、《尾翼强度设计指南》以及CFD计算积分法,选取不同的规范和方法计算得到的尾翼压力中心位置不同,所得到的尾翼载荷大小也有所区别。本方法关于飞机尾翼压力中心位置的计算讨论,对尾翼气动力设计优化有重要的反馈评估作用。     

亚超声速位流场中复杂组合体的压力分布与气动特性的数值计算

本文对F.A.伍德华得的亚超声速位流场中组合体的气动分析方法作了进一步的研究和改进。改进表面边界条件方案中前缘涡面的处理;在翼身交接区内,采用改变机身内部过渡涡位置和纵向分块数的方法,改善了超声速流中组合体上的压力分布;采用了实用的物体表面几何处理方法,扩大了计算程序的几何描述能力。本文简要描述了机翼-机身-尾翼(包括垂尾短舱等部件)复杂组合体的压力分布和气动特性的数值计算方法,介绍了多种简单组合体和复杂组合体在亚超声速位流场中的计算结果,并与实验数据作对比。理论计算和实验数据比较一致,复杂组合体的计算结果表明,计算精度基本上能够满足初步选型设计的要求,可供实际使用。     

亚、跨音速机翼携带外挂物气动力干扰的混合差分计算

本文应用跨音速、定常、小扰动势流的混合差分方法,计算了机翼—挂架—外挂物气动力干扰。利用线超松弛改进迭代方法,在物理空间网格点上满足x向大扰动速势方程,在物面上满足精确的边界条件,在涡面上满足库塔条件,远场处取速势方程的线性解。计算网格点上的速势值ψ、下洗速度ψ_y、侧洗速度ψ_z:的分布,以及所有部件、组合体的压强分布、气动力系数,及机翼、外挂物各自所受的气动干扰量。 本程序用BCY语言在上海华东计算技术研究所655机上进行计算。文内三个算例均得到收敛或接近收敛的结果。与可以找到的风洞实验比较尚一致。     

超声速机翼－尾翼组合体的非定常气动力边界元法

本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元，应用时间历程法，计算机翼－尾翼组合体的非定常气动性能。这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法。本文介绍的方法，特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态响应过程的数值计算，例如飞机对突风动态响应等。本文提供的三维机翼的超声速启动过程非定常气动力数值结果，与Ｌｏｍａｘ理论解作了比较，可以看到吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受到机翼的洗流影响过程。