柔性扑翼非定常涡格法气动计算的改进与实现

旨在快速、准确地模拟微型扑翼飞行器(Flapping-wing MAV)周边流场,根据柔性扑翼的扑动特点,提出了微型飞行器(MAV)气动力计算的一种改进非定常涡格法(UVLM)模型,该模型中充分考虑机翼的瞬时柔性变形、诱导阻力、尾迹涡环畸变以及黏性耗散等因素对气动力的影响;给出了该模型的一个可视化实现,并通过实例验证了该模型的可行性和有效性。算法仿真表明,采用该模型可使平均升力和平均推力计算精度分别提高20%和70%左右。为了提高运算效率,还研究了剔除尾涡对UVLM性能的影响,计算结果显示,剔除距翼面适当距离处的尾涡后,可在保证算法计算精度基本不下降的前提下使运行时间减少2/3,这表明改进的UVLM可作为MAV的一种快速气动力估算工具,在MAV的优化中存在显见的应用价值。     

某型手掷电动无人机总体设计与飞行试验研究

按照飞行器设计的基本原理,完成了某型手掷电动无人机的总体设计,制作了3架采用不同尾翼布局的样机,并对其进行了飞行试验。通过对试验结果的分析可知,不同尾翼型式对高翼台、单尾撑后推式布局的飞机纵向操纵性与稳定性的影响较大。该项研究为此类小型手掷电动无人机的研究提供了参考。     

后缘喷流对三角翼前缘涡影响的数值模拟

为了研究三角翼后缘对称喷流对前缘涡破裂位置和旋涡结构的影响,通过高分辨率的N-S方程数值模拟方法,对60°后掠角三角翼后缘有对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究.结果表明,后缘喷流速度与自由来流速度之比影响前缘涡破裂的位置.与无喷流情况相比,喷流与来流速度比的不同造成了涡破裂的提前或推后.而与传统结论有所不同的是,并非所有的后缘喷流都能延迟涡的破裂.另外,后缘对称喷流对涡轴位置的影响很小.后缘对称喷流不改变三角翼前缘涡横截面流动拓扑结构的变化规律,但影响极限环的扩张速度.      

有翼飞行器大攻角分离涡模拟

基于势流方程,采用涡格法和三维离散涡相结合,模拟具有升力面分离涡的大攻角弹冀、弹体、尾翼组合体绕流。该方法适用于高亚音速、小攻角或大攻角有翼飞行器的压力分布、法向力和压力中心等气动特性的数值计算,并具有显示三维涡流场的能力。     

基于SLP方法的某支线客机尾锥生产线产能爬坡规划

为满足公司发展战略规划和客户交付数量增加的需求,采用系统性布局规划方法对尾锥生产线进行布局优化设计.首先,介绍了系统性布局规划(SLP)设计方法相关理论,并对尾锥生产线进行产能爬坡分析计算,包括生产线节拍平衡率计算、关键瓶颈工位识别、新增人力和关键设备分析;其次,利用物流相关图、空间关系图对尾锥生产线工装设备进行位置计...     

超空泡航行体非定常流体动力延迟效应水洞试验研究

空泡延迟效应在机动航行诱发的尾拍振荡中影响显著,是超空泡航行体的重要力学特性,在动力学建模中必须加以考虑。采用人工通气超空泡的试验方法,在西北工业大学高速水洞实验室开展了超空泡航行体连续变攻角测力试验研究,测量攻角与流体动力随时间变化历程来定量分析延迟时间特性。通过试验研究,获得了不同试验条件下变化的延迟时间;无量纲化的延迟系数与水速近似成线性关系,且随预置舵角的增大而增大;在试验采用的摆动频率中,摆动频率较大的工况,延迟系数较小。     

尾喷流吸入对发动机进气畸变的影响

为了研究折返的尾喷流吸入对发动机进口流场畸变的影响特点,开展了发动机不同状态下的尾喷流吸入地面试验,基于测取的发动机进口温度、压力流场数据,分析了发动机进口流场温度、压力畸变特征和影响进气温度畸变强度的因素。结果表明:折返的发动机高温尾喷流吸入会在发动机进口形成明显的温度畸变,此时的发动机进口流场具有温度、压力组合畸变特征;高温尾喷流的吸入会影响发动机进口总压分布,使低压区压力有所升高,总压不均匀性降低;发动机工作状态越高、加力状态保持时间越长,发动机进口形成的温度畸变强度峰值越大;发动机进口温度场的改变滞后于油门杆的动作,是一个动态变化的流场,但尾喷流吸入造成的温升率较小。      

直升机新型无轴承柔性梁扭转能力试验装置

针对直升机主桨叶和尾桨叶的拉扭承载能力难以通过理论计算获得的难题,研制了一种新型结构拉扭试验装置,详细介绍了该装置的结构原理、标定结果,以及在直升机静强度试验中的应用.     

无尾布局纵向操纵的嵌入式舵面概念研究

基于提高W型无尾翼身融合布局大迎角俯仰操纵能力的设想,探索一种机身下表面嵌入式俯仰操纵舵面的新概念。采用CFD方法,研究纵向两个位置、两种弦向长度组成的四种机身下表面嵌入式舵面构型对无尾气动布局性能的影响及其流动机理,分析了嵌入式舵面提供纵向操纵控制的作用原理。研究结果表明,下表面嵌入式舵面可作为无尾布局大迎角俯仰操纵的有效补充措施,为无尾布局大迎角俯仰操纵提供了新的技术途径,具有进一步深入研究的价值。     

多喷口喷流对侧向喷流流场影响的风洞试验研究

侧向喷流控制研究一个很重要的目的在于了解、掌握喷流与来流的干扰,寻找提高喷流控制效率的方法,不同截面多喷流同时工作便是其中一种.多喷流同时作用时,下游喷流会受到上游喷流的影响,与直接来流干扰现象不同,控制效率不同.针对这种情况,Φ1m高超声速风洞从测压和测力两方面进行了多喷口喷流对侧向喷流控制影响的风洞试验研究.试验采用锥柱模型,喷管均位于同一母线上,喷管数目为单喷和三喷.结果表明:上游喷流的低压区会影响下游喷流,当喷流数目增加时,喷流与来流的干扰与多个单喷的叠加完全不同.