侧滑绕流的小扰动渐近展开的内外解衔接法

本文利用小扰动渐近展开的内外解衔接法,从理论证明了在小迎角和小侧滑角绕流情况下,翼面上的载荷分布,在准确到二阶小量情况下,仅与无侧滑绕流时的小扰动速度分布有关,这就使侧滑绕流气动特性的计算,特別是侧滑绕流时翼身组合体的气动特性的计算大为简化,通过单独翼和翼身组合体(包括上、中、下单翼情况)的具体算例表明,本文方法具有足够精度。     

翼身组合体的地面效应

本文用涡格镜像法计算小迎角时翼身组合体的地面效应。在机身上分布离散的马蹄涡系(涡格)。在机身内部分布机翼的马蹄涡系对机身(圆)的镜像涡系。在机身表面分布空间源(汇)。若机身迎角不为零时,还要沿机身轴线分布二维偶极子。用这种翼身组合体的对地镜像来模拟地面的作用。本文主要研究小迎角的情况。故翼身组合体及其镜像均与地面平行。在TQ—16电子计算机上,用ALGOL—60语言编成程序,计算了翼身组合体在接近于地面时纵向空气动力特性,其结果为:升力曲线斜率随高弦比的减少而增加、低头力矩随之增加,压力中心也随着变化。     

带进气道的翼身组合体纵向亚声速气动特性计算方法

一种计算方法可用于确定带进气道的翼身组合体纵向亚声速气动特性。计算中,忽略了粘性影响,采用线化小扰动假设,根据基本解迭加的方法,求出了带进气道的翼身组合体的表面压力分布、法向力和俯仰力矩系数并给出了算例。算例结果表明:在上述假设下,进气速度比对于全弹压力分布有影响,主要是在进气道附近,进气速度比对全弹法向力和俯仰力矩的影响较小,在初步设计时可以忽略。     

前体涡诱导机翼摇滚扰动控制高速风洞试验研究

通过在临界雷诺数范围内的翼身组合体自由摇滚试验,开展了前体涡扰动对机翼摇滚的流动控制研究。实验结果表明,通过对前体涡的控制可以有效消除翼身组合体摇滚的发生,添加头尖扰动的位置对控制效果具有明显影响,扰动在正侧向控制效果最佳,这种摇滚控制方式在较宽的迎角范围及马赫数范围内均有效。对前体涡诱导机翼摇滚的扰动控制机理做了简要分析。     

任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究

从小扰动线化速位方程出发,结合细长体理论,建立了任意截面弹体法向气动力与截面形状系数之间的相关性;采用二维鳞片法求解速位方程可以得到截面形状系数,从而进行单独弹体气动力估算。根据部件组拆法思想,对这一工程估算方法进行推广,提出一种适合于任意截面导弹翼身干扰系数的估算方法,该方法得到的预测结果和吹风实验、文献数据比较符合较好。采用以上方法对矩形截面的翼身组合体进行估算,具有较好的精度。     

自由机翼气动特性的实验研究

设计了一种新型的自由机翼。与常规固定机翼和旋翼不同,自由机翼通过一根展向旋转轴固定在机身上,可在俯仰轴线上自由旋转。在飞行时,相对气流的平衡迎角保持稳定不变。即使受到如突风等外界扰动影响,自由翼也能在扰动消除后很快自动恢复到平衡迎角,避免了常规固定机翼的失速问题。通过风洞试验,对带升降副翼控制的自由翼气动特性也进行了实验研究,验证了位于自由翼后缘的升降副翼可有效地控制自由翼相对气流的平衡迎角。     

导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究

在M=1.2～3.0,α=8°～30°,=0°、-45°的范围内,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究.结果表明在试验条件下,翼面压力分布具有锥型流的特征;M≥2.0时,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分接近理论极限值,且M数越高越接近;不同弹体滚转角对弹翼压力分布及剖面法向载荷有明显影响;由于弹体对弹翼的非线性压缩性影响,在相同α下,随M数增加,弹翼迎风面压力系数在=-45°时的某些区域逐渐增大.     

××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究

在M =1 .2～ 3.0 ,α =8°～ 30° , =0°、- 45°的范围内 ,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究。结果表明 :在试验条件下 ,翼面压力分布具有锥型流的特征 ;M≥ 2 .0时 ,弹翼背风面压力值在较大迎角下十分接近理论极限值 ,且M数越高越接近 ;不同弹体滚转角对弹翼压力分布及剖面法向载荷有明显影响 ;由于弹体对弹翼的非线性压缩性影响 ,在相同α下 ,随M数增加 ,弹翼迎风面压力系数在 =- 45°时的某些区域逐渐增大。     

前掠翼低速风洞实验及气动布局分析

本文介绍了某型飞机前掠翼气动布局的低速风洞实验结果。实验表明,前掠翼有较好的气动特性,翼梢小翼可提高前掠翼的升力及升阻比,近距耦合的鸭翼对改善前掠翼的翼根气流分离有显著效果,前掠翼翼根填块所形成的W形机翼与鸭翼的配合可得到较好的气动特性。同时,本文利用面涡法对相同几何参数的前、后掠翼进行了载荷计算,结果与实验值较吻合。计算表明,前掠翼比后掠翼更接近最佳载荷分布,应用跨超音速面积律计算有鸭翼的前掠翼组合体,其轴向截面分布较易接近最佳当量分布,因而零升波阻显著减小。     

南京航空学院学报一九七九年总目录

、1才 1几︸!了、者专题综述有限元素法在解空气动力学非线性方程中的应用 及其前景关于紊流附面层差分解若干问题横侧向动态飞行品质概述现代直升机的先进技术直升机全机振动分析与控制杨昨生 曹起鹅(1) 谭振华(1)王适存、张晓谷、郭士龙(3) 张令弥(3) 理论与试脸研究侧滑绕流的小扰动渐近展开的内外解衔接法亚音速侧滑薄翼气动特性的数值计算方法跨音速流动中翼型抖振边界的确定用网格法计算任意平面形状超、亚音速机翼阻力有限基本解法中所用到的不可压涡计算亚音速定常流中偏转付翼时机翼—机身 组合体气动特性的涡格镜象法亚音速风洞三…     

基于升华法的后掠翼混合层流控制研究

在低湍流度风洞中针对45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用升华流动显示技术研究不同吸气量和不同迎角状态下混合层流控制(HLFC)对转捩位置的影响.结合热线方法测量流向速度研究扰动增长的机制.实验结果表明:萘升华流动显示技术适合用来研究HLFC方法对后掠翼转捩的影响,可以直观和准确地表示后掠翼上的转捩位置;在无吸气的情况下,随着迎角从-6° 到2°增大,层流区长度先增大后减小;HLFC方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩;在同一迎角下增加吸气量,可以更有效地减小主要扰动波的能量.     

大迎角细长体非对称空间流场特性的试验研究

应用七孔探针定量流场测试技术,在低速风洞中通过定量测试细长旋成体背风区三维空间流场,研究了零侧滑条件下细长旋成体在典型大迎角情况下(迎角为55°)背风区附体和离体涡系的空间演化规律,加深了对细长旋成体背风区不对称涡系空间结构的认识。解释了截面侧向力沿模型体轴分布为幅值递减波形的形成机制。给出了有、无头部小扰动片及小扰动片非定常摆动控制三种情况下的细长体背风区不同的多涡空间结构。细长旋成体背风区横截面的涡量和总压分布测量结果表明在模型头部固定小扰动片可以改变非对称涡的非对称特性,但不能使非对称涡变为对称涡,而在头部非定常小扰动的控制下模型背风区流动呈现对称涡的流态特征。     

翼伞-载荷系统多体动力学仿真分析

翼伞具有良好的滑翔性、操纵性和稳定性,广泛应用于航天器精确着陆和定点回收。为进行归航控制算法设计,需对翼伞系统动力学特性进行深入研究。以一般翼伞-载荷系统为研究对象,采用拉格朗日乘子法建立了两体8自由度动力学仿真模型,对3个飞行工况进行了仿真分析,结果与相应的空投试验数据基本吻合,验证了仿真模型的有效性。     

地效翼风洞试验支架干扰数值分析

对地效翼移动地面风洞试验研究中的支架干扰进行了数值模拟和分析。分别对独立地效翼,带支架的地效翼及独立支架进行了数值模拟,计算采用可实现的κ-ε模型,通过求解定常不可压N-S方程,得出地效翼及支架周围流场分布情况。对几组计算结果比较分析了支架和地效翼的空气动力及由于干扰引起的空气动力,发现支架与地效翼之间的相互干扰随着地效翼迎角的增大而增强,如果忽略流动干扰造成的空气动力变化,地效翼升力误差很小,但阻力误差相对较大。同时对有干扰下和没有干扰下的流场进行了对比,分析了支架对翼尖涡流动及绕机翼流动的干扰。翼尖涡在地效翼翼尖附近的发展在0.5犮范围内基本不受支架的干扰;除支架对流场产生干扰外,移动带区域以外的固定地面附近粘性流动也对绕地效翼流动有一定的影响。本研究分析了风洞试验结果的可靠性,为地效翼风洞试验优化设计和地面效应风洞试验研究提供了参考。     

复合材料仿生扑翼各铺层的有限元分析

利用有限元法,对具有粘弹性的碳纤维复合材料设置一组铺层角度,以探究扑翼在空气动力和惯性力作用下的结构力学性能表现。在单层板的4个铺设角度(0°,90°,45°和-45°)中,-45°铺层角度可得到最小的等效应力,但对应的最大变形相对最大,45°铺层角度可得到相对最小的变形,但对应的等效应力较大,最大应力和最大变形不能统一在同一铺层角度的单层板仿生翼上。在层合板的铺层角度组合中(-45°/0°、-45°/45°、-45°/90°、0°/45°、0°/90°、45°/90°),45°/90°铺层组合可得到最小的等效应力和最小的结构变形,整体及各分层的最大正应力和剪应力区域产生于前缘梁根部,集中应力分布合理,具有较好的力学性能。最大应力和最大变形可以统一在双层层合板仿生翼上,具有比单层板更优的力学性能,这与昆虫翼的由腹、背两层高承力薄膜构成的翅膜微结构相似。本研究有助于解释昆虫翼的完美结构表现,并为扑翼设计提供借鉴。     

跨声速风洞翼型实验洞壁状态的鉴定方法

本文叙述了利用近洞壁处实测的两排静压分布,在不同马赫数和零迎角条件下,对沿轴向分段可变开闭比斜孔壁状态的鉴定方法。计算用小扰动压力方程,鉴定结果与实验分析一致。用两排实测近洞壁处静压分布对洞壁状态做鉴定计算,主要优点是不涉及模型附近的复杂流场,可以采用简单的数学模型;不需要实验模型的描述; 便于向三元推广。     

柔性-刚性混合翼微型飞行器气动特性研究

提出了一种将柔性翼和刚性翼相结合的柔性-刚性混合翼微型飞行器新概念布局型式,通过与刚性翼微型飞行器的风洞对比试验研究了该新概念布局的气动特性.在此基础上,进行了柔性-刚性混合翼微型飞行器试验原理样机的飞行试验验证.风洞试验和飞行试验研究结果表明:柔性-刚性混合翼微型飞行器的新概念布局是可行的;与刚性翼微型飞行器相比而言,柔性-刚性混合翼微型飞行器具有更好的气动特性,对解决微型飞行器抗风稳定飞行问题是有效的.     

联接翼布局低速纵向气动特性初探

本文基于低速风洞纵向测力以及涡格法的理论计算结果,初步探索了联接翼布局的低速纵向气动特性,并与相应的机翼、尾翼相分离的正常布局的试验结果作了比较。结果表明,联接翼布局具有许多优点,如较大的升为线斜率C_~α、较大升力系数C_(max)、较大的纵向稳定度、相当小的诱导阻力C_(zi)和较高的巡航升阻比K。还研究了在联接翼前部配置鸭翼对进一步提高和改善其纵向气动性能的可能性。     

后掠翼对细长体头部侧向力特性的影响

通过在细长体顶点处设置扰动块的方式使细长体的绕流具有确定性,在此基础上研究了机翼对细长体头部侧向力特性的影响.通过实验发现,测压截面越靠近机翼顶点,受机翼的影响越大.在50°迎角以下,后掠翼对细长体头部侧向力特性的影响很小.在60°迎角时,后掠翼对细长体头部的侧向力特性影响较大,此时单独细长体的侧向力特性实验结果已不能直接应用于后掠翼身组合体了.     

航天飞机在再入段的亚音速空气动力特性的一种有效算法

本文采用吸力比拟原理,结合基本解的数值计算方法,用来计算航天飞机机翼从小迎角到大迎角(a=0°～30°)的亚音速纵向气动特性;而对零升阻力和机身气动特性,则用工程估算方法计算。由于目前的航天飞机,一般为下单翼的复杂外形翼-身组合体,根据文[9]的原理,可忽略翼-身干扰对纵向气动特性的影响。 本文导得可以计及涡效应的任意平面形状边条机翼的亚音速气动特性的计算公式,亦可计算尖梢机翼的展向升力分布。公式中所需的位流系数可采用涡格面元法进行数值计算来获得,压缩性效应则通过位流系数来计及。 本文计算了多种机翼和航天飞机的气动特性。与实验数据比较表明,本方法具有方法简便、计算快速和计算结果具有设计精度的优点,是计算航天飞机亚音速气动特性的一种有效方法。可供航天飞机初步设计使用,亦可作为航天飞机气动优化设计系统中的子系统。经过适当推导,本方法可推广应用于亚音速前缘的超音速情况。