复合振动翼型跨声速非定常流计算

在文献[1]、[2]的基础上,本文把绕翼弦中点作旋转振动的翼型跨声速流计算推广到翼型作水平、垂直方向的平移振动以及平移与旋转振动的叠加。本方法主要特点是网格与翼型一起运动,对无穷远及翼面边界条件作了精确的处理以及计算网格数很少。本文结果对进一步研究旋翼、叶轮转子等的非定常气动力将有重要的意义。     

超声速和高超声速机翼俯仰导数—当地流活塞理论解法

本文给出计算超声速和高超声速尖前缘三维机翼俯仰导数的一个近似解析方法。该方法是根据当地流活塞理论和片条理论导得的。在激波附着于机翼前缘情况下,本方法可用于计算任意迎角,颇为一般的平面形状、尖前缘剖面机翼的俯仰导数。中小平均迎角的数值结果与有限的试验数据和其它理论作了比较,示例表明本方法的结果令人满意。     

谐波平衡法在非定常流场中的应用

谐波平衡法（HBM）适用于模拟周期性非定常流场。求解这类问题时,只需要一个周期中几个等距时刻的流场解,即可重建整个周期流动的时间历程,计算效率较高;同时还采用谱算子精确求解流场变量对物理时间的导数项,保障了算法的计算精度。鉴于此,详细介绍了谐波平衡法的原理和实现过程,并给出了如何在现有计算程序下实现谐波平衡法的流程。取跨声速翼型和超声速钝锥两个周期性强迫俯仰振荡绕流为例,以双时间步方法为参考,对谐波平衡法的效率和精度作了详细的考核和分析。计算结果表明,谐波平衡法的内存消耗较大,谐波数N_H=2时约为双时间步方法的4倍,但谐波平衡法取得与双时间步方法相近结果的计算时间仅为后者的1/5。因此,谐波平衡法是一种有应用前景的工程实用方法。对于长周期问题,谐波平衡法的优势更加明显。     

基于CFD方法的俯仰静、动导数数值计算

应用时空二阶精度的隐式迭代NND算法,数值模拟了尖锥、钝锥、弹道外形和飞船返回舱等典型再入飞行器作强迫俯仰振荡的粘性动态流场,给出动态气动力和力矩系数的时间历程,在此基础上,运用积分法和奇异分解线性最小二乘法辨识静、动态气动稳定性参数,并与试验结果及半经验理论预测方法进行了比较,表明本文方法具有准确度较高、效率较高及适应性广等优点.     

低速大迎角双襟翼大后掠三角翼的俯仰与滚转涡控流态实时显示

在低速实验中,应用激光片光源和ＣＣＤ 摄像系统,对一装有“前端襟翼”和“前缘襟翼”的双襟翼７４°后掠三角翼进行实时记录与流态显示的试验技术和图像的三维重建。在迎角０°～５０°范围内,对双襟翼的偏角作不同匹配,研究机翼在定常和非定常的俯仰与滚转运动中出现的旋涡流态,以了解分离涡系发展、破裂和相互作用的演变,物理机理和双襟翼的控涡效果,并对所有显示图像进行分析     

民用飞机俯仰操纵力特性设计研究

首先提出了民用飞机俯仰操纵力设计要求,结合某新型民用飞机的特点,提出了改善俯仰操纵力的相关措施,即提高纵向静稳定性、优化升降舵限偏曲线、增加电子配重、杆位移指令整形、提高俯仰操纵力等。计算结果表明,该系列措施使得某新型民用飞机俯仰操纵力特性满足适航要求,确保飞机获得满意的俯仰力特性。     

旋翼翼型俯仰沉浮运动非定常气动特性实验研究

在南航非定常风洞内研制、开发了一套两自由度电控液压动态实验台,利用该设备,完成了翼型俯仰运动、沉浮运动以及俯仰沉浮耦合运动测压实验,并积分计算了翼型动态运动过程中的升力系数.翼型俯仰运动结果表明,翼型上的压力分布和升力系数与翼型振动频率和振动幅值有很大关系,随振动频率和振动幅值的增加,升力系数迟滞包线相应增加,而这一过程与翼型上前缘涡的脱落过程有关.翼型沉浮运动研究了翼型在不同迎角、不同风速下做沉浮运动时的压力分布和升力系数,结果表明在20m/s风速下,模型做沉浮运动时只对翼型前缘的压力分布产生影响,而在10m/s风速下,沉浮运动不仅使前缘压力分布产生变化,而且影响翼型下游的压力分布,这与翼型前缘形成的分离气泡脱落有关.另外给出了翼型做俯仰沉浮耦合运动时的压力分布初步结果.     

三角翼作俯仰运动时水洞测力和流动显示实验研究

基于水洞中三角翼模型的动态测力和流动显示实验,讨论了俯仰运动的起始角、运动幅度和运动速率对三角翼俯仰运动时的气动特性和流动结构的影响。三角翼的气动力在俯仰运动中会产生“迟滞”或“过冲”现象。中等攻角以上,上仰运动推迟了三角翼的失速,大幅度增大了三角翼的升力系数。俯仰运动起始角和运动幅度的影响大小与其对应的静态三角翼流态有关,三角翼在涡破裂流态和完全分离流态之间作俯仰运动时,上仰时升力系数将始终高于下俯时的升力系数,运动中存在显著迟滞。迟滞的大小也受俯仰速率的影响。     

基于TFI的局部网格变形方法研究

本文发展了一套基于TFI（Transfinite Interpolation,超限插值法）技术的局部网格变形方法,该方法不同于以往的整体网格变形思路,将网格变形控制在有限的区域内,在保证网格质量的同时,不影响其他区域的网格,因此能够较好地配合其他动网格方法解决复杂流动问题。以带后缘襟翼的NACA0012翼型为例,对翼型俯仰振荡耦合襟翼偏转运动的动态流场进行了数值模拟,计算结果与实验值吻合良好,证明了本文发展的局部网格变形方法的可行性。     

民用飞机纵向力矩特性研究

纵向力矩特性的优劣影响失速攻角及最大升力系数的使用,对飞机的安全性及经济性起着重要作用。国内外飞机设计规范及适航条例对飞机的操稳及失速特性作了明确的规定和要求。从CCAR-25 运输类飞机适航条例对失速特性要求的角度出发,研究民机的纵向力矩特性,并从理论上推导俯仰力矩允许的上仰幅度公式,从风洞试验数据分析俯仰力矩上仰的原因。结论表明为满足适航要求的减速率及杆力为正,俯仰力矩可以允许一定量值的上仰,但幅度不可过大;平尾当地动压的减小使得其对俯仰力矩贡献减小;平尾对纵向力矩贡献的减小是俯仰力矩上仰的主要因素。