大上翘角机身后体流动机理研究

通过对圆截面上翘 1 6°的后体的数值计算 ,研究了上翘后体的流动机理。结果表明 ,上翘后体引起横向流动 ,使横向逆压梯度增大、下表面边界层增厚 ,导致后体出现三维开式分离流动 ;由分离形成一对方向相反、强度相等的旋涡向下游拖至尾迹区 ;这种分离流动是导致大上翘角后体阻力增加的主要原因。     

大上翘机身后体设计方法

 在具有大上翘角的运输机机身后体设计中,目前国际上多以上翘角、长细比、收缩比和扁平度4种主要几何参数作为机身后体的设计原则。以国际上3种典型运输机为研究原型,构造了3种大上翘后体机身模型,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了3种机身的阻力与绕流特性,综合分析了上翘角、长细比、收缩比和扁平度4种几何参数对机身阻力和绕流特性的影响及其描述大上翘后体形状对阻力特性影响的适用性。研究结果表明：仅占总阻力15％～20％的压差阻力决定机身的阻力特性,机身减阻应从减小压差阻力入手;后体截面形状是影响压差阻力的关键因素,而扁平度不能准确完整地描述后体截面形状对压差阻力的影响,采用近圆度及其沿机身轴线的变化描述后体截面形状的影响更为合理。提出了应以上翘角、长细比、收缩比、近圆度和近圆度沿机身轴线的变化率5种参数为主作为大上翘机身后体设计原则。     

高超声速飞行器后体喷管三维构型设计

为研究高超声速飞行器后体喷管三维构型的设计,以NASA半壁喷管试验为参考,进行了二维及三维内外流相互作用的数值模拟计算,分析了后体喷管三维流场的特点.从高超声速飞行器机身推进一体化的角度,构建了后体喷管三维构型,进行了不同构型设计对后体喷管性能影响的参数研究.结果表明:后体喷管的三维效应不可忽视,后体喷管侧壁的存在及下壁面长度对性能影响较大.      

高超声速飞行器后体/尾喷管优化设计

结合试验设计方法、替代模型技术和遗传算法构建一套改进的优化方法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计.在构建优化方法时,针对替代模型采用渐近全局策略提高精度;针对遗传算法,采用实数编码、多目标定级排序和改进小生境技术.在后体/尾喷管的一体化设计应用中,结合高精度的计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)求解,以两个设计点的推力和升力为目标,以力矩为约束,得到优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果在综合性能方面有很大提升.该优化方法可进一步推广应用于更复杂的优化设计当中.      

运输机尾部布局气动特性研究

在运输机布局设计研究中,为了满足起飞和着陆时的擦地角以及方便装卸货物,往往机身后体会进行上翘,从而损失了部分气动效率,同时,改善静稳定性也是设计中需要考虑的重要因素.为更好地兼顾结构设计原则、静稳定性能和气动性能,通过对某运输机尾部进行修型设计,提出了三种不同的修型方案.通过建模计算,分析了不同修型方案升阻特性及静稳定性的变化,从而得出提高升阻特性、增加静稳定性的有效方法.     

跨音速运输机机身后体对航向静稳定性影响研究

采用课题组开发的CFD数值计算软件分别研究了跨音速上单翼布局运输飞机机身后体对航向静稳定导数的影响。研究过程中选择了两种后体构型型面：圆型面和立椭圆型面．分别对其气动力特性进行了计算分析。结果表明：圆型面后体的机身提供的航向静不稳定导数比立椭圆型面后体的机身提供的航向静不稳定导数大17．5％。     

几何和流动参数对上翘后体阻力系数的影响

利用N-S方程对9个上翘后体模型进行了气动力计算,主要研究后体几何参数和流动参数对上翘后体阻力系数的影响.研究结果表明, 后体的压差阻力系数分别随上翘角、收缩比的增加及迎角的减小而明显增加;后体摩擦阻力系数分别随后体的长细比的增加和雷诺数的减小而增加;后体越扁平,其压差阻力系数越大;在跨音速时,波阻系数也与上翘角有关,上翘角增加会导致波阻系数进一步加大.     

民机后体试验技术研究

笔者给出了民机后体在低速风洞进行试验的一种新的和实用的试验方法。对试验设备、模型设计、支撑方式、天平的选择和角度控制精度等均进行了介绍,对试验方法和数据处理也给出了具体要求。　　在民机后体试验技术研究中,采用多种不同后体形状和有无尾翼模型进行试验。从试验结果可以看出不同后体阻力系数微小差别,可满足民机后体研制需求。     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。     

机身上翘后体绕流与阻力分析

基于N－S方程数值计算研究了九个机身上翘后体在零迎角、高亚音速时的绕流与其阻力之间的关系。结果表明，后体在零迎角时存在三种流型：随着流型、分离涡流型和底部分离流型；影响阻力最大的几何参数是后体收缩比，其次是上翘角；收缩比ηA较大时（如ηA≥0．5），会产生很大的底阻；上翘角增加则使压差阻力迅速增大。当收缩比ηA减小的（即尾部较尖）使底部分离引起的粘性压差阻力大大减小，从而可实现最小的后体阻力。因此，首先选择较小的ηA排除底部绕流分离流型的出现、再选择适中的上翘角是上翘后体设计的一项重要原则。