风洞分布式支撑天平测力试验技术研究

采用双尾支撑测量形式的加工、装配误差会使系统内应力过大,影响测量精度。针对某“双机身”飞机CTS 风洞试验气动力测量需求,发展基于多维力天平内置的风洞分布式支撑天平测力试验技术;研制具有消除系统内应力功能的双支撑系统,提出两种6 分量双支撑天平校准及测力方法,并对数据处理和双支撑系统可靠性进行检验加载、对比分析和验证。结果表明：风洞分布式支撑天平测力试验技术能够有效消除双支撑天平系统由于过约束而导致的固有装配内应力,双支撑天平系统各部分连接、测量可靠;两种校准测力方法测量精度相当,均能达到单台应变天平测量误差水平,可满足风洞试验测量精度需求;综合考虑现有校准设备校准能力,最终采用“合成式校准测力”方法进行的风洞试验,获得了满意的试验测力精度。     

无人机气动力地面车载测试系统

介绍了中国航天空气动力技术研究院开发的一种用于测量全尺寸无人机气动力的地面车载测试系统（GTV）。车载测试系统采用一辆中型卡车进行相关改造,将试验无人机机身安装在其顶部,通过汽车牵引能够达到40km/h的速度。一套专用的测试天平系统和数据采集系统用于记录试验中无人机产生的升力、阻力以及俯仰力矩等数据。主要介绍测试天平系统的设计,数据采集测试系统,测试方法和试验结果。多元静态原位校准加载结果表明天平测试系统输出信号线性度以及重复性较好。动态校准试验采用一副定常展弦比6的机翼进行,试验结果与已知的风洞试验数据进行了比对。车载测试系统试验结果的升力和俯仰力矩数据不同车次之间重复性较好,并且与风洞试验数据基本一致。但阻力数据的离散度要比风洞试验时大得多,并且试验结果比风洞试验时偏小一些,试验证明地面车载测试系统的阻力测量难度较大。     

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。     

多体分离数值模拟及方法验证

利用自主研发的混合网格Euler／RANs方程解算软件WoF90以及六自由度动力学与运动学方程解算程序,采用脚本语言技术实现网格的自动生成,建立了一套可用于多体分离问题的准定常Euler流动非结构网格方法。通过AEDC算例对非结构准定常Euler方程方法解决多体分离问题进行了计算研究,验证了方法的可行性。     

有限翼展机翼失速特性控制研究

针对有限翼展机翼大迎角下的流动分离情况,研究了一种新型流动控制技术———流动偏转器。通过风洞实验和数值计算相结合的方法,既验证了计算的准确性,又阐述了流动偏转器可改善机翼大迎角失速特性的作用。通过对流动方向变化规律和翼面边界层的深入研究,探寻了流动偏转器的控制原理:使来流向机翼吸力面偏转;削弱机翼前缘附近流动的三维效应使流动趋近二元化;使边界层内速度型变得饱满,减小速度型形状因子H12,增大速度型的稳定性,抑制流动分离。     

基于“各向异性”四面体网格聚合的复杂外形混合网格生成方法

复杂外形粘性流动的计算网格生成一直是阻碍CFD实际工程应用的瓶颈问题之一,虽然三棱柱/四面体混合网格的出现极大地缓解了这一问题,但是在飞行器几何外形非常复杂的情况下,在粘性边界层内生成高质量的贴体三棱柱网格仍然是非常困难的事情。本文从"各向异性"四面体网格的生成算法中得到启示,发展了一种基于"各向异性"四面体网格聚合的混合网格生成方法。通过对DLR-F6翼身组合体和F16战斗机外形的混合网格生成及数值模拟表明,该方法生成的混合网格具有网格质量好、自动化程度高等特点,对提高复杂外形飞行器关键气动参数的模拟精度具有重要意义。     

适用于混合网格的并行GMRES+LU-SGS方法

给出了一种适用于混合网格的并行无矩阵GMRES+LU-SGS隐式时间格式。首先采用LU-SGS方法迭代若干步以获得一个合适的初场,然后切换到GMRES方法在每一时间步内近似求解,并将LU-SGS方法作为其预处理器。为加速收敛,将CFL数随着残差的降低逐步放大;为减少存储量和计算量,通量Jacobian采用无矩阵处理。在保证与串行执行一致的前提下,采用基于共享内存的OpenMP方法实现了并行计算,并通过对网格的分组避免了内存争夺。算例验证表明,方法极大地提高了计算收敛效率,并行结果与串行结果完全一致,计算结果与实验结果吻合较好。     

利用CFD技术计算飞行器动导数

利用非定常流场数值计算方法模拟飞行器强迫俯仰振荡仅能得到俯仰力矩系数对迎角变化率和俯仰角速度的动导数之和,而动稳定性分析需要单独的动导数数值.为解决这个问题,利用滑移网格模拟强迫振荡运动,得到俯仰力矩系数对迎角变化率和俯仰角速度的动导数之和.利用旋转参考坐标系模拟定常拉升,得到俯仰力矩系数对俯仰角速度的动导数.利用旋转参考坐标系模拟匀速滚转,得到滚转力矩系数对滚转角速度的动导数.对有翼导弹和水上飞机进行了纵向和横向动导数的计算.计算结果与试验数据、文献数据以及其他方法得到的结果具有较好的一致性,表明提出的方法可用于复杂外形飞行器动导数计算.     

悬停共轴双旋翼干扰流动数值模拟

基于非结构动态嵌套网格方法,通过求解三维非定常Euler方程对悬停共轴双旋翼直升机的复杂流场进行了数值模拟研究.双旋翼之间的干扰使得两者的拉力性能下降,上旋翼对下旋翼的干扰程度远大于下旋翼对上旋翼的影响程度.下旋翼处的下洗速度比单旋翼的要大得多,而上旋翼的下洗速度比单旋翼的略大一些,几乎相同.桨叶总星巨角增加,则下洗速...