具有迟滞非线性的高超声速机翼颤振分析

本文采用两自由度的二元机翼模型,研究高超声速机翼由于气动弹性引起的机翼颤振问题.考虑了由于机翼连接部位的松弛和摩擦引起的机翼迟滞非线性特性的影响,采用三阶活塞理论给出高超声速机翼的非线性气动力和气动力矩.通过数值模拟,获得系统的时域响应曲线和Poincare图,分析发现,随着系统参数的变化,二元机翼会出现极限环、分岔等复杂的动力学行为,并发现迟滞非线性参数对系统极限环幅值、分岔和混沌特性有较大影响.     

一种可用于机翼优化设计中的气动噪声预测模型

发展了一种可用于翼型/机翼外形设计中的气动噪声快速预测方法。相较于传统的半经验噪声预测方法,该方法以两方程非线性k-ε湍流模型模化雷诺应力的雷诺平均方程为背景,考虑了升力系数、三维流动效应以及机翼几何参数等因素对后缘噪声的影响。而相对于直接数值模拟或声类比拟方法,该方法虽不能准确预测噪声强度,但其计算量小,能给出不同翼型/机翼的相对总声压级,以及总声压级随升力系数的变化情况,易于应用于翼型/机翼气动外形优化设计中。通过计算分析二维NACA0012翼型几何参数或来流状态的改变所带来的气动噪声差异,与ANOPP软件及Brooks等计算结果进行对比,验证了该模型的可靠性。最后,计算分析二维、三维翼型/机翼气动噪声,凸显该方法在翼型/机翼气动外形优化设计中的应用价值。     

建筑立面风驱雨气动干扰特性的数值模拟研究

风驱雨(Wind-Driven Rain,简称WDR)是建筑立面最主要的水分来源之一,对结构耐久性和建筑温湿性能存在重要影响。目前,WDR分布特性的研究主要针对单体布局,考虑群体布局条件下建筑立面WDR受气动干扰影响的研究仍比较缺乏,并且基于立面区域性特征的WDR气动干扰研究更为缺少。基于欧拉多相流模型的CFD数值模拟方法,在利用某群布局建筑WDR实测数据验证数值方法的基础上,模拟分析某两串列布局建筑WDR场,通过对气动干扰不同影响因素的定量分析,获取不同影响因素下受扰建筑迎风面中线位置抓取率、测点抓取率比值、局部区域干扰因子的气动干扰变化规律。结果表明:受扰建筑迎风面WDR干扰效应受施扰建筑高度和风速变化影响较大,而受建筑间距和雨强变化影响相对较小。对于建筑WDR干扰研究,局部区域干扰因子能更好地反映气动干扰对立面WDR分布的影响。     

真实气体效应试飞器气动布局研究

针对真实气体效应飞行试验的要求对试飞器气动布局开展了设计研究,采用平衡气体模型对真实气体效应进行数值模拟,通过与理想气体状态方程数值模拟结果的比较,分析了真实气体效应对不同试飞器外形气动特性的影响规律,总结出真实气体效应试飞器外形的基本设计要素,给出了适用于真实气体效应飞行试验的试飞器气动布局．     

飞机机翼气动外形优化设计研究

本文首先对某飞机原机翼外形进行了详尽的气动分析计算,然后确定了设计思路和方案,探讨了后掠角变化对机翼气动性能的影响,研究选定了减小外翼后掠角的机翼新平面形状,采用先进的CFD软件优化机翼的气动设计,根据不同设计思想进行了多个机翼的外形优化,包括新的翼剖面和弯扭配置,最后将优化设计结果与原机翼进行了对比,对比结果表明,以Q5-M2T和Q5-N2T为代表的优化结果取得了十分理想的改进效果,优化机翼提高了气动性能,机翼升阻比提高了20%-30%,满足了飞机载弹量增大后性能仍可以全面提高的设计要求。     

排翼布局飞行器气动性能的实验研究

通过低速低湍流度风洞实验,研究了利用排翼布局改善充气飞机采用大厚度翼型机翼带来的气动效率偏低问题。首先比较了采用不同厚度翼型的单翼与排式双翼布局的气动特性。在此基础上,为了优化排翼布局的气动特性,研究了给后翼安装偏转角对排翼布局气动特性的影响。同时,基于NACA0030翼型,设计了波纹型外形的充气机翼,比较了此外形下单翼和排翼布局气动性能的差异。实验结果表明,采用排翼布局能够改善采用厚翼型单翼布局的气动性能,而给后翼安装一定偏转角可以进一步提高排翼布局的升力和升阻比。采用波纹外形和光滑外形机翼模型的对比结果表明,波纹外形能够在大迎角时改善充气机翼的失速性能。分析认为,造成这一现象的流动机理是由于波纹型机翼在实验条件下提前由层流转捩为湍流,使失速推迟,流动分离现象有所减弱。     

局部散射理论在高超声速边界层转捩预测中应用的检验

eN方法是物理意义明确的转捩预测方法之一, 但它无法考虑边界层中的局部突变(如粗糙元、缝隙、台阶等)对转捩的影响. 而后者在飞行器表面经常出现. 近期发展的局部散射理论框架提供了该问题的有效解决途径. 该理论框架从转捩的物理机理出发, 定量刻画局部感受性和线性模态的局部散射两个机制, 并用参数化的感受性系数和透射系数修正转捩判据. 为了验证该理论框架的有效性, 设计了一套高超声速边界层的直接数值模拟方案: 分别在光滑壁与粗糙壁两种工况下引入相同的初始失稳模态, 计算它们触发转捩的过程, 并定量考察粗糙元对转捩的影响. 数值模拟结果与描述线性模态局部散射机制的理论预测吻合很好.      

基于FLUENT的大气边界层风场LES模拟

通过拟周期边界条件、布置粗糙元和添加随机扰动等措施实现了大气边界层风场的LES模拟。对可能影响数值模拟结果的网格密度、粗糙元高度、随机数大小、随机数赋值方向及范围等主要参数进行分析,确定其影响规律,并据此生成满足目标要求的四类不同地貌大气边界层风场。结果表明,本文的模拟结果满足结构抗风计算的要求,验证了本文所采用的数值模拟方法的可行性,为后续进行结构绕流的大涡模拟提供了有价值的来流生成方法。     

基于FlowStar软件的栅格舵气动特性模拟

栅格舵是由外部边框和内部若干薄栅格组成的一种新型气动力面和控制面。由于其具有尺寸小、重量轻和易折叠等结构特点,以及升力特性好、铰链力矩小和压心位置随马赫数变化小等良好的气动性能,越来越受到重视和广泛应用。但是,由于栅格舵是特殊的蜂窝结构,常规的结构网格生成困难,并且栅格壁之间存在严重的波系干扰,流场结构复杂,给数值模拟带来了挑战。本文针对栅格舵流场结构复杂、网格生成和数值模拟难度大的难题,采用国家数值风洞工程(NNW)项目团队自主开发的非结构混合网格流场软件FlowStar,对栅格舵气动特性开展了数值模拟研究。首先,通过十字栅格舵全弹标模外形,验证了数值模拟方法的可靠性。然后,通过研究栅格不同形状对栅格舵气动特性的影响规律,给出了栅格舵设计时尽量采用气动性能较高和结构强度较好的菱形栅格,以及尽可能少用或不用正三角形栅格的指导建议。最后,开展了类Space X迎风面局部弧形栅格舵气动特性模拟研究,结果表明,弧形后掠可以有效降低阻力,提高升阻比;攻角为0°时,与平直栅格舵相比,弧形后掠栅格舵在亚跨声速阶段,阻力降低约8%,马赫数大于2时,阻力降低约15%。本文研究可为栅格舵的设计提供参考和指导。     

变高度圆柱诱导的激波边界层干扰

采用分区方法及Ｒｏｅ三阶流通量差分分裂格式求解雷诺平均Ｎ－Ｓ方程,湍流附加黏性系数用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型计算,数值模拟了高超声速条件下变高度圆柱诱导的激波边界层层干扰,其流场的主要特性均与实验结果一致或规律相同,结果清晰地展示了流场结构以及气动载荷分布随柱高度的变化特征,产说明激波碰撞和旋涡运动都可能导致飞行器表面局部气动载荷的增加。     

Influence of intense surface cooling on hypersonic viscous flow past a delta wing

The influence of intense surface cooling on the parameters of a laminar boundary layer flow on a thin delta wing in a hypersonic viscous perfect-gas stream is studied for the strong viscous-inviscid interaction regime. The effect of the power-law shape of the wing cross-section and the wing thickness to boundary-layer displacement thickness ratio on the local and total aerodynamic characteristics is numerically investigated. Moscow. Translated from Izvestiya Rossiiskoi Akademii Nauk, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 4, pp. 57–64, July–August, 1998.     

Calculation of nonlinear aerodynamic characteristics of a wing using a 3‐D panel method

The nonlinear aerodynamic characteristic of a wing is investigated using the frequency‐domain panel method. To calculate the nonlinear aerodynamic characteristics of a three‐dimensional wing, the iterative decambering approach is introduced into the frequency‐domain panel method. The decambering approach uses the known nonlinear aerodynamic characteristic of airfoil and calculates two‐variable decambering function to take into consideration the boundary‐layer separation effects for the each section of the wing. The multidimensional Newton iteration is used to account for the coupling between the different sections of wing. The nonlinear aerodynamic analyses for a rectangular wing, a tapered wing, and a wing with the control surface are performed. Present results are given with experiments and other numerical results. Computed results are in good agreement with other data. This method can be used for any wing having different nonlinear aerodynamic characteristics of airfoil. The present method will contribute to the analysis of aircraft in the conceptual design because the present method can predict the nonlinear aerodynamic characteristics of a wing with a few computing resources and significant time. Copyright © 2007 John Wiley & Sons, Ltd.     

Investigation on the planform and kinematic optimization of bio-inspired nano air vehicles for hovering applications

Wing shape and kinematics of flapping wing nano air vehicles are two important factors in their design process. These factors require an optimal design in terms of decreasing the needed aerodynamic power. Since, insects are regarded as the best natural flier in hovering flight, seven of their wings are considered in order to determine the best wing shape for hovering applications. Because of the difference in the original bio-inspired shape of these wings, two scenarios are studied, namely, considering the same wingspan and same wing surface. Using the quasi-steady approximation to model the aerodynamic loads and a basic gradient approach to optimize the kinematics of the wing, the optimum Euler angles, required aerodynamic power, and hence the best wing shape for each scenario are analytically determined. The results show that the wing shape and surface strongly impact the aerodynamic characteristics and performances of the chosen wing shapes. It is demonstrated that the twisted parasite wing shape is a good candidate to minimize the required aerodynamic power during hovering. The strategy used in this analysis can be used to evaluate the performance of any realistic wing shape design and could provide a guideline for selecting the best wing shape and kinematics for flapping wing nano air vehicles with hovering capabilities.     

N-S方程数值研究翼型对微型扑翼气动特性的影响

首先基于嵌套网格发展了一套适用于三维扑翼研究的非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程数值模拟方法.为了解决微型扑翼在低马赫数下的收敛问题,使用了预处理方法,湍流模型为BL模型.在该方法的基础上,保持状态参数和扑翼表面形状一定的情况下,分别研究了一系列不同厚度、不同弯度的翼型对于微型扑翼气动特性的影响....     

基于径向基函数的机翼二维气动代理模型设计

采用多学科设计优化方法进行机翼气动/结构优化时,结构学科的优化需要气动学科提供机翼压力分布的代理模型。本文引入了等参单元形函数的几何变换思想,利用径向基函数,解决了复杂形状机翼的二维气动代理模型的构造问题,进行了某巡航导弹弹翼考虑结构变形的气动力代理模型的构建。算例结果表明,本文所用代理模型构造方法简单易行,预测结果的精度很好。     

基于Ω形蜂窝的夹芯式大变形柔性蒙皮结构设计与性能分析

变体飞机根据不同飞行状态改变机翼形状以获得最佳的气动效能，从而提高在多工况下执行多目标任务的能力。表面结构的柔性蒙皮设计是实现变体结构的关键，需要设计具有足够协同变形能力的同时，还能够承受表面的气动载荷、保持光滑气动外形性能的柔性蒙皮结构。针对这一需要，本文提出一种基于Ω形蜂窝的夹芯式大变形柔性蒙皮结构（Ω形柔性蒙皮）。利用参数优化技术以最小化构型变形方向的刚度为目标确定Ω构型的拓扑结构；推导出Ω形蜂窝柔性蒙皮结构的面内等效弹性性能预测公式，并通过数值仿真分析了该结构的面内变形性能和面外承载能力。通过与蛇形蜂窝和正余弦蜂窝两种夹芯式柔性蒙皮结构的面内变形能力的对比分析，验证了该柔性蒙皮的良好性能。结果表明，所提出的Ω形柔性蒙皮结构具有良好的面内可恢复的大变形能力和面外承载能力。     

粗糙颗粒的随机离散元模拟——随机法向接触定律

真实颗粒的力学性质会受到其随机粗糙表面的影响,然而在传统离散元模拟中通常假设颗粒具有光滑表面,因此有必要在定量考虑颗粒表面粗糙度的基础上改进离散元的接触模型。本文基于经典 Greenwood-Williamson(GW)模型通过理论分析和数值模拟提出了一种可以考虑颗粒表面粗糙度的法向接触定律;开发了基于 Newton-Raphson迭代的数值计算方法,通过输入颗粒重叠量和一系列表面粗糙系数计算总接触力;讨论了改进计算方法效率和准确性的相关问题。相对于 GW模型中接触关系的复杂积分表示,拟合得到新随机接触定律的表达式具有类似 Hertz定律的简单结构,只包含一个表征颗粒表面粗糙度标准偏差的新增参数,σ,可以方便的引入当前离散元模拟程序中进行计算。     

翼型连续变形过程中非定常气动特性研究

可变形飞行器的优越性,使其成为近年来研究者关注的热点。当前对于可变形飞行器气动方面的研究工作主要集中于采用数值模拟或风洞实验,开展可变形飞行器气动布局概念和不同变形模态气动特性研究,而关于连续变形过程中非定常气动特性的研究则很少,几为空白。本文在无粘不可压(Ma=0.2)流场中,数值模拟了儒可夫斯基翼型连续改变厚度、弯度所引起的气动特性变化,分析了不同变形幅度、变形速度以及变形加速度对非定常升力系数的影响情况,这也为以后的三维数值模拟提供了基础。     

基于雨燕翅膀的仿生三角翼气动特性计算研究

针对低雷诺数微型飞行器的气动布局, 设计出类似雨燕翅膀的一组具有不同前缘钝度的中等后掠($\varLambda =50^{\circ}$)仿生三角翼. 为了定量对比研究三角翼后缘收缩产生的气动效应, 设计了一组具有同等后掠的普通三角翼. 为了深入研究仿生三角翼布局的前缘涡演化特性以及总体气动特性, 采用数值模拟方法详细地探索了低雷诺数($Re=1.58\times 10^{4})$流动条件下前缘涡涡流结构和气动力随迎角的变化规律. 分析结果表明, 前缘钝度和后缘收缩对仿生三角翼前缘涡的涡流强度和涡破裂位置有显著影响. 相对于钝前缘来说, 尖前缘使仿生三角翼上下表面的压力差增大, 涡流强度也更大, 增升作用也更显著. 相对于普通三角翼构型, 仿生三角翼的前缘斜切使其阻力更大, 但后缘的收缩使涡破裂位置固定在此位置, 因此整个上翼面保持低压, 总的升力更大. 由于小迎角时升力增大更明显, 因此仿生三角翼的气动效率在小迎角时明显大于普通三角翼. 这些结论对于揭示鸟类的飞行机理以及未来微型仿生飞行器的气动布局设计具有重要的研究价值.      

考虑界面粗糙度动态变化的点接触弹流润滑特性研究

针对点接触弹流润滑的粗糙度效应,建立了考虑表面粗糙度动态变化的点接触弹流润滑模型,实现了油膜厚度和压力分布的快速求解. 对点接触弹流润滑下的粗糙表面弹性变形进行了定性和定量研究,同时分析了表面均方根粗糙度、载荷、相对运动速度和滑滚比对最小膜厚和最大压力的影响,以及表面形貌动态变化对膜厚比的影响. 结果表明:形貌变化改变了弹流油膜和压力分布特性,相对于光滑表面,表面粗糙度总体上提高了最大接触压力、降低了最小膜厚,在轻载工况下表面粗糙度对油膜厚度的削弱更加显著,而不同速度下粗糙度的影响程度基本相同,呈现线性变化趋势,膜厚比随载荷增大呈现先增后减的变化趋势,并在530 MPa左右达到峰值.