底部形状对钝锥体模型气动与电磁散射性能的影响

开展了飞行器气动与隐身综合特性数值研究。分别利用时域有限差分法和数值求解N—S方程的方法对飞行器的电磁散射与气动特性进行了数值模拟,研究了钝锥体模型底部形状对其雷达散射截面（RCS）和零升阻力的影响。由数值计算结果可知：合理地改变钝锥体模型底部形状,可以降低模型的RCS。并且,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的RCS逐渐减小。当飞行马赫数为5．0,高度为20km时,底部形状为椭球体或锥体的模型,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的零升阻力略有下降。     

SMA驱动变体机翼后缘结构力学分析

对基于形状记忆合金（Shape memory alloy,SMA）丝驱动器的多关节变体机翼后缘模型,在指定飞行工况下结构的整体极限偏转角度是最重要的设计指标。本文根据SMA驱动器的力学本构模型,建立了在控制回复状态下的SMA-弹簧模型。基于N S方程编制了2D流场求解器,并使用网格重构技术建立了后缘偏转时的多套流场网格,通过将后缘结构所受的气动载荷力矩对应施加于后缘结构的各个关节,在ANSYS静力分析模块中对后缘的偏转过程进行了数值仿真,考察了变体后缘的整体极限偏转角度。为验证仿真结果,对变体后缘结构进行了模拟加载实验。实验结果表明,本文使用的数值计算方法能够较为准确地预测变体后缘的整体极限偏转角度。     

风力机翼型阵风响应计算与分析

基于网格速度方法,对阵风条件下风力机翼型运动的气动特性进行数值计算。中心格式有限体积法、双时间推进法求解预处理后的非定常N-S方程。计算结果表明:在弦向阵风作用下,翼型的运动能有效降低响应波动峰值,即弦向阵风对运动影响较小;而在法向阵风作用下,气动响应波动很大。计算翼型在不同参数阵风作用下的响应过程,阵风的频率变化对响应影响不大。弦向阵风的幅值增大,叶片运动对阵风响应峰值减缓效果增加;法向阵风的幅值增大1倍,响应峰值也增加1倍。     

跨声速涡轮叶栅三维流场的数值模拟

以具有试验测量数据的一个高压涡轮动叶中截面平面叶栅和一个高压涡轮导向器环形叶栅为对象,采用计算流体动力学(CFD)软件CFX-TASCflow,对两个涡轮叶栅的跨声速三维粘性流场进行了数值计算,验证了CFX-TASCflow软件在航空燃气涡轮设计计算中的可靠性,并对所研究的跨声速涡轮叶栅粘性流场进行了分析.      

微型旋转翼与拍动翼气动力特性的比较

 用拟压缩性法求解三维非定常不可压N-S方程,研究了旋转翼及拍动翼的气动力和流场。当昆虫正常悬停时,如果翅膀旋转,产生的平均升力以及气动效率并不比拍动时的差,甚至还略好,因此,厘米级微型飞行器可以采用旋转翼,这比拍动模式容易实现。另外,小迎角旋转时升阻比可达3.1（在15°迎角,雷诺数4 000情况下）,气动效率较高而且升力系数不小,多个桨叶可以产生很大的升力。因此,在悬停时,多个桨叶小迎角旋转是厘米级微型飞行器的一个很好的方案。     

机翼弹性变形对气动特性的影响

在非结构混合网格框架下,采用有限体积法求解了Euler方程和N-S方程。使用结构影响系数法计算机翼结构的弹性变形,通过动态网格技术实现了气动力与结构变形之间的耦合运算,计算和分析了在气动载荷作用下的机翼变形和此时的气动特性,算例分析表明：典型后掠机翼的弹性变形会使机翼产生了正的挠度和负的剖面扭转角,在弯曲和扭转的相互作用下,机翼的有效迎角减小,从而导致机翼的升力系数减小。在Euler方程和N-S方程算例中,考虑弹性变形条件下的机翼升力系数比刚性机翼的升力系数分别减小了25.3%和24.1%。     

绕AOTV高超音速流场的数值计算

本文采用实质上为二阶精度的隐式无波动、无自由参数耗散(NND)差分格式结合Steger-Warming矢通量分裂方法求解N-S方程,对AOTV外型的高超音速绕流进行了模拟。在计算中,对脱体激波采用了捕获法。作为验证,首先计算了二维圆柱绕流,并同文献[1]的数据进行了比较,取得了满意的结果,算例的计算结果还表明,采用本文的方法对激波的模拟具有较高的分辨能力。     

扰流片快速张开诱发的非定常升力过冲

通过数值求解二维非定常可压N-S方程,研究了二维翼型上扰流片快速张开诱发的复杂非定常流动问题.利用动态重叠网格方法处理扰流片和主翼相对移动,分析了扰流片快速张开诱发的升力过冲现象及其形成机理.着重探讨了来流攻角和扰流片高度对过冲量的影响.     

涡轮叶栅外换热系数计算

采用求解三维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程和带转捩模型的二方程Shear stress transport(SST)湍流模型,完成了MARKⅡ,VKI两个高压涡轮导叶叶栅及一个VKI高压涡轮动叶叶栅的外换热系数计算.计算结果与试验数据的对比表明,发展的带转捩模型的数值方法明显地提高了外换热系数的计算精度.      

塞式喷管侧向喷流仿真研究

随着快速、准确等控制要求的提高,越来越多的飞行器采用了直接侧向力控制技术,这对飞行器本体及喷流装置均提出了更高要求,是先进飞行器气动设计中的关键技术之一。参考美国NCADE方案中的塞式喷管控制发动机结构进行了侧向喷流干扰流场的数值仿真研究,并与常规拉瓦尔喷管进行了对比,分析了两种喷管干扰流场结构及性能的异同,为相关研究提供借鉴。