钝前缘三角翼无人机气动特性研究

三角翼布局因其优良的气动特性在军用飞机和无人机上获得了广泛应用.为了研究钝前缘三角翼无人机的气动特性,首先采用求解雷诺平均N-S方程的方法对NASA钝前缘三角翼标模进行对比计算,以验证计算方法的可靠度;然后对无人机四个升降舵偏角的气动力和流场特性进行分析研究.结果表明:三角翼无人机在升力系数较小时具有较高的升阻比,当迎角小于1 5°时,钝前缘三角翼前缘气流附体、吸力较高,翼面的横向流动不明显,使飞机的升阻比提高;当迎角大于15°后,涡流特征起主导作用,使得飞机在直到40°迎角范围内没有出现大面积气流分离,具有良好的俯仰稳定性,升降舵效率较高.钝前缘三角翼气动布局在翼展受限、翼载较小的条件下具有一定的气动特性优势.     

基于伴随方程方法的非结构网格自适应技术及应用

对基于伴随方程的网格自适应技术的基本原理进行了研究,构造并实现了基于流场伴随方程的非结构网格自适应探测器,利用局部加密网格的办法,建立了基于Euler方程的无粘伴随自适应能力。对于粘性流动问题,提出首先应用无粘计算和伴随自适应技术从基准网格自动生成具有较好网格分辨率的非结构自适应网格,然后采用层推进法自动生成粘性计算网格的求解策略。采用RAE2822二维翼型和ONERA-M6三维机翼对所建立的无粘伴随自适应方法进行了验证,并应用所提出的方法和策略,对第二届国际涡流试验项目(VFE-2)中的65°尖前缘三角翼大攻角涡流场进行了数值模拟。对比计算结果表明,所建立的非结构网格伴随自适应方法是可行的和有效的。     

削尖三角翼涡破裂前后的气动弹性特性对比研究

大迎角气动弹性分析是现代飞行器设计中非常引人瞩目并且复杂的研究课题.采用Navier-Stokes方程求解非定常流场,耦合结构运动方程,在状态空间内实现了70°削尖三角翼涡破裂前后的气动弹性时域模拟.研究显示,前缘分离涡破裂后,流动的非定常脉动特性非常明显,这种非定常效应对机翼气动弹性特性的影响不可忽略.涡破裂前,气动...     

翼刀对双立尾／三角翼立尾抖振的影响

在北航的水槽和风洞中进行了加装翼刀的75°后掠双立尾／三角翼的立尾抖振实验,目的是研究翼刀对立尾抖振的影响。采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验翼刀对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼前缘涡涡核从翼刀上方经过时,会提前破裂,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在28°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,B1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无翼刀的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,频谱分析也能得到前缘涡提前破裂的结论,前缘涡的提前破裂起到了减缓立尾抖振作用。     

一种用于深空导航定位的新型DOR信标

甚长基线干涉测量(VLBI)是深空探测器导航定位的重要手段之一,深空探测器的VLBI观测通常采用差分单程测距(DOR)信标和双差单程测距(Delta-DOR)测量体制,精确地测量深空探测器相对于河外射电源的角距.相位杂散是影响Delta-DOR测量精度的主要误差源之一,针对这项误差研究了一种基于伪随机噪声调制方式的新型...     

涡破裂诱导的垂尾抖振数值模拟

 采用数值模拟方法研究了大后掠三角翼前缘涡破裂诱导的垂尾抖振问题,分析了大迎角条件下的垂尾抖振特性。采用Navier-Stokes方程求解非定常气动力、耦合结构动力学方程,建立了气动弹性方程,在时域内采用松耦合方式推进以得到垂尾结构响应。研究结果表明:涡破裂流的脉动频带覆盖了垂尾扭转模态的固有频率,诱发了垂尾抖振现象;与传统的颤振频域响应特性不同,垂尾抖振响应的各阶位移与加速度响应主频均位于各阶结构模态固有频率附近。此外,弯曲与扭转响应存在耦合效应,且耦合作用的频率与提取的垂尾表面气动载荷脉动频率一致。垂尾的位移响应由一阶弯曲模态主导,振幅不大;加速度响应主要由扭转模态产生,量级较大,使结构持续遭受严重的附加惯性载荷作用。     

来流局部干扰对三角翼气动特性的影响

通过在三角翼上游加入干扰圆柱的风洞实验方法,研究了来流干扰对微小型飞行器MAV(Micro Air Vehicle)气动特性的影响.结果表明,在刚性和弹性三角翼顶点上游加入圆柱干扰时,两者均出现缓失速,刚性翼产生缓失速与干扰圆柱尾流关系密切,弹性翼的缓失速不仅与此有关,还与弹性翼的振动有关.无干扰或在机翼顶点加入干扰时,在攻角为4°~18°内弹性翼的升力系数比刚性翼的要大,但升阻比相对要小.由于弹性翼的振动与机翼绕流结构、气动力之间的耦合,弹性翼顶点与翼尖振动的主频随着攻角增大呈规律性的变化,失速攻角附近翼尖的振动主频是其涡脱落频率.      

鸭翼后掠角对鸭翼展向吹气增升效果的实验研究

利用低速风洞测力、测压以及水洞流动显示实验,对一组由机翼前缘后掠角为50°与不同鸭翼后掠角的三角翼构成的近耦合简化鸭式布局模型,系统研究了鸭翼后掠角在有无鸭翼展向吹气情况下该布局的增升效果及规律性.实验结果表明:在机翼前加装一鸭翼,增大了布局的升力系数和失速迎角,增升量值决定于鸭翼涡和机翼涡在机翼翼面上的干扰情况,说明鸭翼可以作为一种涡控部件.在对鸭翼进行展向吹气时,随着鸭翼后掠角的增大,布局开始出现增升的迎角和升力增量开始减小的迎角均增大,但最大增升百分比在减小.这表明,要在大迎角阶段充分发挥鸭式布局的优势,应选用中等后掠角组合的布局.     

一种新型垂尾抖振抑制方法实验研究

现代高性能三角翼/双垂尾布局战斗机的垂尾结构普遍受到严重的非定常抖振载荷的困扰。根据自诱导理论提出了一种新型的垂尾抖振抑制方法,利用机头处的静态或振动式硬质鼓包,使三角翼前缘涡涡核弯曲、扭转,从而改变前缘涡的轨迹,延缓涡的破裂,减弱前缘涡破裂尾迹在垂尾周围流场处的脉动强度,以达到抑制垂尾抖振的目的。在西北工业大学低湍流度风洞实验室进行了风洞实验,实验所用模型为一个铝制的全机模型,该模型由一个70°大后掠的三角翼,以及两个31°后掠的垂尾组成。风洞内实验段的风速为10m/s 以及20m/s,迎角范围为20°~50°。实验目的是测量机头处的静态或振动式球形鼓包对垂尾抖振的抑制效果。在尾翼根部两侧粘贴有半桥连接的应变片,用以测量尾翼根部的应变,以此应变作为尾翼抖振强度的衡量标准。实验结果表明,不论是静态的还是振动式的鼓包都不同程度地减缓垂尾的抖振响应,振动式鼓包对垂尾的抖振抑制效果与鼓包的振动频率有关。某一侧的鼓包仅对该侧的垂尾抖振有抑制效果,它不影响另一侧垂尾的抖振响应。频谱分析的结果表明,鼓包在抑制垂尾抖振的同时并没有改变垂尾振动的主频。     

三角翼无尾布局全动翼尖的操纵性能研究

基于变前掠翼(VFSW)布局,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力输运(SST)湍流模型,对VFSW中三角翼飞行器全动翼尖(AMT)的流场进行数值分析。首先,通过未带机翼前缘延伸的三角翼试验模型验证了数值模拟算法的精度;其次,研究了三角翼无尾布局在超声速时AMT的操纵性能;最后,采用可视化方法分析了AMT的流场和作用机理。AMT计算结果表明:迎角对AMT偏航特性影响轻微,超声速时最大设计舵偏量的偏航力矩系数约为0.02,但偏航力矩和滚转力矩具有耦合性;耦合滚转力矩在局部大迎角时易反向,而舵面失升是滚转反向的根本原因;AMT的偏航作用线性较好,作动效率较高,消除不利滚转后是变前掠翼布局一种极具潜力的航向操纵面。