预设堵块法检测进气道自起动能力的数值研究

在进气道内预先设置轻质堵块迫使进气道不起动,堵块被气流吹出后流道恢复畅通,为激波风洞提供了一种检测进气道自起动能力的方法。为了深入认识预设堵块方法的检测过程,将堵块简化为一个自由度的刚体运动,采用k-ωSST湍流模型,结合铺层动网格技术,对该检测方法进行了二维非定常数值模拟。在Ma_∞=5.9条件下,采用改变堵块质量的方式,获得了三种典型的检测过程。通过分析堵块在气动力作用下的运动与进气道非定常波系演化相互耦合的过程,揭示了堵塞作用产生和消除的流动机理。结果表明,堵塞时间没有显著地改变进气道的自起动能力,预设堵块方法成功检测到进气道在Ma_∞=4.9自起动。此外,建立了预估堵块运动的匀加速模型,预估的堵塞时间与数值模拟结果较为符合。在Ma_∞=5.9条件下,堵块的临界质量约为3.8g。考虑到激波风洞实验时间短暂,应选择合适的堵块。     

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

基于阶跃响应的飞行器单独静、动导数数值求解方法

基于阶跃响应方法,结合刚性动网格技术,对飞行器的单独静、动导数的精细化数值计算进行了研究.以纵向为例,通过给物面施加恒定附加攻角,求解得到阶跃响应运动过程的非定常气动力,求导得到静导数.同样给物面施加恒定的俯仰角速度,并同时强迫物面平动以抵消俯仰转动产生的附加攻角影响,可由非定常气动力求导得到动导数值.分别利用NACA0012翼型和三维SACCON飞翼无人机进行了计算验证,各攻角下的静、动导数值与文献、试验结果吻合得很好,最大误差不超过5%.结论表明:基于阶跃响应的单独静、动导数直接模拟方法计算耗时仅为传统强迫振动方法的21%,效率相对较高,且可推广到横航向的动导数计算,为飞行器的稳定性研究提供参考.      

曲线物面边界条件在DGM中的应用研究

基于二维非结构网格,采用高精度间断Galerkin有限元方法数值求解定常Euler方程。为了有效克服传统的反射物面边界条件在物面处易于生成伪熵降低计算精度的缺陷,提出一种曲线物面边界条件,从而实现对物理模型而不是数值模型进行数值模拟。对经典圆柱亚音速无粘绕流进行数值模拟,结果表明:采用曲线物面边界条件之后,流场解的精度得到很好的提高;此外,在非常稀疏的网格上,通过提高基函数的阶次仍可以得到高精度的数值解。     

吸附式低反动度轴流压气机气动设计方法在多级轴流压气机中的应用

随着对吸附式低反动度轴流压气机内部流动细节的逐步深入,进一步完善了多级吸附式低反动度轴流压气机气动设计思想,完成了3级吸附式低反动度轴流压气机气动设计.三维黏性的数值计算结果表明:在第1级动叶入口叶尖切线速度为370m/s的前提下,通过只在首级静叶和末级静叶中进行附面层抽吸,实现了总压比为6.1的3级吸附式低反动度轴流压气机气动设计.附面层总抽吸流量占入口流量的11.3%.在不考虑附面层抽吸对流动效率影响的前提下,3级效率达到88.1%.      

三维非对称斜劈高速流动计算方法研究

交叉激波是高超声速进气道发展的关键气动问题之一。为实现对此类高速流动的准确数值模拟,基于RANS方程的自研多块结构网格计算软件,对经典三维非对称斜劈构型的斜激波交叉干扰流动特征开展了计算研究。通过对比分析,系统评估了计算网格、湍流模型及高精度格式对空间流场、底板摩擦力流线、压强分布、绝热壁温分布等的影响,获得了适用于三维非对称高速流动问题的网格生成准则和计算策略,同时验证了自研软件的模拟能力。     

基于三维空域网格的低空飞行航迹战略规划方法

针对复杂低空环境下航空应急救援飞行安全问题,提出了一种基于三维空域网格的飞行航迹战略规划方法。将空域网格化分成多个飞行航迹节点,同时考虑地形、气象、飞行规则以及航空器性能等多种约束,使用改进的A*算法搜索单个航空器的最优飞行航迹。在单个航空器初始飞行航迹基础上,结合时间窗原理,提出两种方法解决了多机无冲突航迹战略规划问题。最后,通过案例仿真验证了方法的有效性。     

超临界翼型射流环量控制的数值计算

为提高飞行器的升力特性,改善起飞着陆和机动性能,研究了射流环量控制对超临界翼型气动特性的影响。基于计算流体力学,对影响计算效率和精度的网格参数进行了优化设计,得到一种高效高精度网格的剖分方法;并以此为基础,建立超临界翼型环量控制的计算模型,求解雷诺平均N-S方程,分析了环量控制在不同动量系数和迎角下的作用效果,数值计算结果与实验结果基本一致。结果表明:环量控制大大提高了翼型的气动特性,且在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力,但是动量系数并不是越大越好。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。     

某中空长航时无人机机载浮标分离安全性研究

研究机载浮标投放过程中气动干扰特性及浮标运动规律,对机载浮标安全投放方案的设计具有重要意义。采用计算流体力学方法对机载浮标投放过程进行数值模拟。通过动态嵌套网格技术模拟浮标运动,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常 N-S ( Navier-Stokes )方程,模拟基于察/打一体无人机平台的浮标自由投放过程,获得详细的包括浮标运动姿态、运动轨迹和受力情况等在内的数据信息;通过算例,验证本文数值模拟程序的准确性。结果表明:浮标投放过程中,轻质浮标口盖自由分离会对螺旋桨后推式无人机的安全性造成重大影响;考虑浮标口盖固连在浮标降落伞上的状态下,初速度为 0m / s 时投放浮标整体(包含浮标、降落伞、口盖)离螺旋桨最近距离为 0.151m ,安全余量不够;初速度为 1.8m / s 时投放浮标整体离螺旋桨最近距离为 0.671m ,满足投放安全性要求。     

基于数值模拟的流场附面层边缘识别方法

附面层边缘通常取在速度达到主流速度0.99倍的位置,而复杂流场中主流流动往往并不均匀,给附面层边缘的准确识别造成了困难。为解决此问题,提出了用"参考主流"代替实际主流识别附面层边缘的方法:通过零剪切力滑移壁面边界条件下数值模拟得到不受附面层干扰的参考主流,在根据附面层定义确定附面层边缘时以该参考主流中的速度代替实际的主流速度。通过斜楔压缩和弯曲压缩两个超声速压缩流场对该识别方法进行了验证,所得到的斜楔压缩出口截面上附面层厚度与采用实际主流速度判断得到的厚度相对误差仅4.1%。根据该方法的识别结果对弯曲压缩型面设计进行附面层修正后,弯曲激波高度与无黏设计值之间的误差从修正前的2.0%降低至0.3%,压缩面末端压力的相对误差从修正前的6.6%降低至2.3%。该方法避免了指定主流速度的主观性,识别结果较为准确。