民用飞机气动工程估算软件设计与开发

工程估算是飞机概念设计阶段常用的气动力计算方法,其计算效率高,并且满足飞机概念设计的精度要求。工程估算过程涉及大量的图表查阅与数据插值,传统的手动计算存在工作量与人为误差较大的缺点。针对上述问题,在已有工程估算方法的基础上,搭建了气动工程估算数据库,提出了软件的系统架构与组成,设计并开发了基于民用飞机的气动估算软件。软件具有良好图形用户界面,提供了多种输入方式与自动多维插值算法,与手动计算相比,减少了计算工作量,提高了计算效率和精度。以某大型民用飞机为对象,利用软件进行气动工程估算,并与算例的计算流体力学法(CFD)结果进行比较。结果表明:二者结果基本相符,而且计算成本远低于CFD方法。这体现了软件在民机概念设计阶段具有较高的工程实用性。     

某型7级轴流压气机中间级三维气动数值优化

针对多级压气机三维气动数值优化中存在的级间匹配与计算成本难以兼顾的问题,采用了只对待优化级进行单级三维数值求解,而在边界条件中考虑级环境影响的优化策略,对某型7级高负荷轴流压气机存在叶背分离的第4级静子进行了数值优化.在有限的计算时间内,多级压气机绝热效率相比原始设计提高了近0.8%,压比增加了近4%,压气机的整体性能得到提高.应用表明:该优化策略较好地平衡了级间匹配与计算成本的矛盾.      

混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计方法

为使混合排气二元收敛喷管的设计在满足发动机推力性能要求的同时,也具有良好的红外特征信号抑制效果,从固定式混合排气二元收敛喷管的设计要求出发,提出了一套混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计的方法和流程.并通过算例计算验证了该设计方法的可行性.另外,计算结果表明:二元喷管的进口截面位置、喷管总长、出口面积以及出口宽高比等几何参数对实现喷管推力性能均起到关键作用;而合理确定出口宽高比,对实现喷管红外隐身性能具有重要作用.      

桨叶结冰对尾桨气动性能的影响

基于某直升机尾桨桨叶地面结冰试验数据,建立了结冰桨叶的气动计算模型。对NACA0012翼型的气动特性计算表明,翼型升力系数和阻力系数的计算结果与试验数据吻合良好。然后根据所建模型,利用Fluent软件分别计算了某尾桨桨叶翼型结冰前后剖面的气动特性,发现结冰使桨叶翼型升力系数降低,阻力系数增大。最后采用动量一叶素理论结合...     

尖化前缘高导热材料防热分析

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境,提出疏导式热防护结构( TPS),为飞行器前缘提供热防护.采用有限元法和有限体积法,分别对在特定工况下飞行的尖化前缘固体域和流体域进行计算,验证了前缘内嵌高导热材料的防热效果,其中来流马赫数为6.5时,头部壁面最高温度下降了13.6％,尾部最低温度升高了16.7％,实现了热流...     

翼伞平面形状对翼伞气动性能的影响

对带气室的展弦比为3的不同平面形状翼伞模型的流场进行了三维定常数值模拟,详细考察了平面形状对翼伞气动性能的影响.运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω二方程湍流模型进行湍流模拟.数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在...     

机头颗粒微扰动对战斗机大迎角航向气动特性的影响研究(英文)

本文重点介绍了在机头周向角±45°处的颗粒微扰动对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了数值模拟研究。结果表明:在机头周向角±45°处的颗粒对大迎角下飞机的航向气动特性影响明显,能够使大迎角偏航力矩具有确定的方向。对流场结构分析发现:颗粒所在一侧脱离出明显强于没有颗粒一侧的小涡,从而在机头该侧诱导出更强的分离涡,进而导致了飞机大迎角非对称气动力的出现。     

风力机叶片翼型的结冰数值模拟研究

研究了风力机叶片翼型的结冰数值模拟方法,及翼型结冰后对其气动性能的影响。求解雷诺平均N-S方程,引入k-ωSST湍流模型封闭方程,获得风力机叶片流场;采用拉格朗日法计算风力机叶片翼型周围的水滴运动轨迹,同时考虑了多尺寸水滴分布的影响,获得翼型表面的局部水收集系数分布;根据质量守恒和能量守恒原理,计算翼型表面的各项热流,获得翼型表面的结冰速率和结冰冰形;考虑到翼型结冰是时间的动态函数,采用多时间步长法完成结冰数值模拟。计算了风力机叶片翼型在不同环境条件和气象条件下的结冰冰形,同时模拟了风力机翼型结冰后周围流场的变化,并与干净翼型的气动特性进行了对比。结果表明,环境温度较高时形成的明冰对翼型气动性能的影响较大,结冰导致翼型升力下降,升阻比减小,最大减小幅度达到61%,同时结冰后的翼型会提前进入失速区,导致桨叶气动性能恶化。     

高前进比旋翼气动特性分析方法研究

提出一种前进比高达0.8的旋翼气动特性分析方法,该方法针对高前进比旋翼前行桨叶压缩性、后行桨叶失速效应严重以及桨叶偏流作用和反流区大的特点,建立了旋翼气动力模型以及与之相适应的旋翼诱导速度时变非均布模型与桨叶非定常挥舞运动模型,然后根据高前进比旋翼气动力、旋翼诱导速度和桨叶挥舞运动三者之间的内在耦合关系提出了高前进比旋翼气动特性的动态响应计算方法,最后以H-34旋翼为例计算了该旋翼高前进比状态的气动特性,并将计算结果与风洞试验数据进行对比验证,结果合理。     

应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法.在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方法生成.通过结合涵道尾桨的运动方式、几何特征及气动特征,建立一个包含动量源项的N-S方程的涵道尾桨流场计算方法和迭代流程;为较好地捕捉涵道壁附近存在的旋涡及分离现象,采用了一方程S-A湍流模型.通过对ONERA M6机翼的绕流特性的计算分析,以及对涵道尾桨在悬停状态下的拉力、诱导速度、载荷分布等的计算分析,验证了该CFD方法的有效性.在此基础上,采用该方法进行直升机悬停、侧飞和前飞状态下涵道尾桨流场与气动特性的数值分析,得到了关于涵道尾桨流场和气动特性的一些有意义的结论.