绕翼身组合体高质量网格设计和阻力计算

采用超立方体概念设计了绕翼身组合体外形的高质量连续拼接多块结构化网格,旨在构造一种通用的绕翼身组合体外形的高质量网格生成方法,提高阻力计算精度.以DLR-F4翼身组合体为例生成计算网格,采用雷诺平均Navier-Stokes方程耦合Spalart-Allmaras 湍流模型进行阻力计算.超立方体网格计算的结果与实验数据吻合较好,优于其他软件和其他网格的计算结果;从而说明本文超立方体网格构建方法可行、生成的网格质量高,能改善阻力精度,该方法适用于绕相似外形的翼身组合体网格生成.     

临近空间高升阻比布局高速气动性能对比

针对临近空间飞行器三类典型的气动布局概念:翼身组合体、翼身融合体和扁平升力体开展对比分析,研究关键几何设计参数对其升阻特性的影响规律.结果表明:翼身组合体布局适用于对升阻比要求比较高,对有效装载容积要求比较低的飞行器设计;扁平升力体布局适用于对有效装载容积要求比较高,对升阻比要求比较低的的飞行器设计;翼身融合体布局适用于对各项性能要求比较均衡的飞行器设计.     

非中单翼后掠翼-身组合体在超音速零迎角绕流时由于机身轴对称变形所产生的压强分布

在超音速亚临界后掠翼-身组合体的空气动力设计过程中,为了改善零迎角绕流时翼根区域的压强分布,除可改变翼根区域的机翼剖面形状外,还需要改变机身外形,这就需要研究在超音速零迎角绕流情况下,机身变形所产生的压强分布。     

机翼-机身-挂架-短舱复杂流场数值模拟

本文采用分区搭接网格技术,对机翼/机身/挂架/短舱复杂组合体进行网格分布,通过分析计算网格对结果的影响,探讨了网格的划分.基于Roe的近似黎曼解的方法,采用S-A湍流模型,通过求解N-S方程,对该组合体外流场/发动机短舱内流场进行一体化数值模拟,与相应风洞实验数据进行了比较与分析,取得了与实验数据较为吻合的结果.与无发动机短舱的组合体的气动特性进行比较,分析了短舱对翼身组合体的气动干扰.     

带有涡襟翼的翼—身组合体分离涡特性的实验观察研究

本文采用水洞流谱观测方法,研究了带有涡襟翼的翼—身组合体前缘分离涡及涡系干扰的流动特性,并与普通翼—身组合体情况进行比较;分析了涡襟翼的涡流运动特点及其升阻比增大的机理;讨论了翼—身组合体涡系干扰的主要反映及对涡破碎特性的影响;并对非对称体涡出现的条件以及分离旋涡在稳定发展过程中的抗干扰能力提出了看法.     

翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性影响分析研究

高压捕获翼新型气动布局在高超声速设计状态下具有较好的气动性能, 新升力面的引入使其在亚声速条件下也具有较大的升力, 但在亚声速下的稳定特性还有待研究. 基于高压捕获翼气动布局基本原理, 在机身-三角翼组合体上添加单支撑和捕获翼, 设计了一种参数化高压捕获翼概念构型. 以捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量, 采用均匀试验设计、计算流体力学数值计算方法及Kriging代理模型方法, 研究了0° ~ 10°攻角状态下不同翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性的影响, 重点分析了升阻特性、纵向和横航向稳定性的变化规律以及流场涡结构等. 结果表明, 小攻角状态下翼反角对升阻比的影响比大攻角更加显著, 捕获翼上反时, 升阻比略微增大, 下反则升阻比减小; 三角翼上反时, 升阻比减小, 下反则升阻比先略微增大后缓慢减小; 翼反角对纵向稳定性的总体影响较小, 捕获翼上反会稍微提高纵向稳定性, 而三角翼上反则会降低纵向稳定性; 捕获翼或三角翼上反都会增强横向稳定性, 下反则减弱横向稳定性, 但大攻角状态时, 三角翼上反角过大对提升横向稳定性作用有限; 捕获翼上反航向稳定性增强, 下反航向稳定性则减弱, 而三角翼下反对提升航向稳定性的整体效果比上反更加显著.      

临近空间高超声速气动布局研究

临近空间飞行器存在多种不同的布局形式,而针对不同气动布局概念之间的系统研究则相对缺乏．采用数值模拟方法,对临近空间飞行器三类典型气动布局概念--扁平升力体、翼身融合体和翼身组合体开展系统的计算与分析,通过对比不同布局的升阻特性、静稳定特性、舵效特性等,获得不同布局概念气动性能优劣的初步评估．结果表明：扁平升力体的升力和阻力比较大,升阻比最低,容积率则最大,侧向稳定性最好;翼身组合体的升力和阻力比较小,升阻比最高,容积率比较低,侧向静稳定性较差;翼身融合体布局的特性介于翼身组合体和扁平升力体布局之间．     

底部喷流及后掠翼前缘涡破碎的流动显示研究

本文介绍了在中国科技大学立式水洞中进行的底部喷流流动显示及底压测量实验以及对x型翼体组合体弹翼上前缘涡破碎的观察,系统地比较了有、无喷流及有、无尾罩下各种底部流态,为工程应用提供了实验依据.     

考虑流固耦合效应的某飞行器力学性能分析

考虑流固耦合效应,研究了飞行器在服役状态下的力学特性。本文采用了一种基于CFD/CSD(Computational Fluid Dynamics/Computational Structure Dynamics)耦合的高精度通用静气弹求解器,该求解器可以同时分析飞行器结构的表面气动性能和结构的力学性能,对某一翼身组合体模型进行了静气弹分析,得出弹性飞行器和刚性飞行器的气动压力变化以及结构的应力分布。建模时流体和结构模型都使用翼身组合模型,且都考虑机身的影响。结果表明:发生静气弹变形后,飞行器的升力系数、阻力系数、力矩系数都相应下降;机翼翼根附近会产生较大的应力分布;当飞行器尤其是机翼表面受到弯矩、扭矩以及气动压力的共同作用时,翼根附近会出现复杂的应力分布状态。这说明在静气弹性分析中,机身的建模也是很有必要的。     

翼-身-外挂物的空气动力干扰

细长体理论在飞行器空气动力估算中起着重要作用。本文考虑细长机翼—机身—外挂物组合体,机身与外挂物皆为圆形截面。坐标轴系与横截面形状见图1(a),用R和Υ分别表示机身与外挂物的当地半径,S为机翼当地半翼展。按照细长体理论,任一横截面之     

翼身组合体气动力计算研究

采用求解Euler方程结合附面层修正的方法在结构网格上对翼身组合体跨音速流场进行了数值模拟.附面层方程的求解应用Whitfield提出的动量积分方程和平均流动能积分方程,为了保持Euler方程求解过程中计算网格的固定性,用加在物面上的溢出速度来模拟附面层效应.针对传统的近场方法计算阻力,计算精度较低、误差较大并且不能给出各阻力分量值的缺点,将基于动量定理的远场方法用于飞机的阻力估算,采用远场法将阻力分解为:粘性阻力,激波阻力,诱导阻力,并对各个分量分别进行了求解,将计算结果与近场法以及风洞实验值做了比较.以DLR-F4翼身组合体为考核算例,对所述方法进行了验证,结果显示远场法的计算结果与风洞实验值吻合的很好.     

高机动飞行器非指令运动及其控制的研究进展

高机动飞行器往往都是通过大攻角飞行来实现高机动科目的, 在发展高机动飞行器的过程中, 其非指令运动是伴随着大攻角飞行而常常出现的运动形态. 为此, 应在飞行器设计的早期阶段, 充分研究所设计布局的大攻角流动性态及其相应的非指令运动的形态;揭示这类运动形态的主控流动;在此基础上形成和发展流动控制新技术, 以达到抑制非指令运动的目的. 由于大攻角前体非对称涡往往与非指令运动密切相关, 为此本文首先指出前体非对称涡流动对头部微扰动十分敏感, 以致长期以来让人们误认为这类流动具有不确定性. 研究表明, 通过设置人工微扰动可使前体非对称涡流动具有可重复性, 并揭示该流动随扰动周向角变化的响应、演化规律. 通过利用大、小后掠翼两类翼身组合体的典型布局形式, 研究它们所呈现的摇滚运动形态, 揭示其摇滚运动的不同主控流动机理, 在此基础上分别发展了抑制小、大后掠翼身组合体摇滚运动的流动控制技术: 快速旋转头部扰动和适当设置扰动位使翼、身的两对非对称涡处于反相. 在抑制非指令运动的研究中, 深入理解和揭示头部微扰动对非对称涡流动的响应、演化机理是至关重要的, 应予以特别关注.     

鸭式旋翼/机翼飞机悬停及小速度前飞气动干扰实验研究

鸭式旋翼/机翼飞机是一种新概念可垂直起降高速飞行器,为了解该飞机在悬停及小速度前飞时的全机气动干扰特性,在南京航空航天大学开口风洞中进行了飞机全机气动力实验,实验采用多台测力天平分别测量主机翼和机身的气动力.结果表明,悬停时受主机翼高速旋转产生的下洗尾流影响,机身产生了较大的法向力和低头力矩;前飞时下洗尾流对机身的法向力和俯仰力矩有比较严重的干扰,对滚转力矩和偏航力矩干扰较小,对侧向力有一定影响.实验结果为飞机的飞行动力学特性研究以及控制律设计提供了参考.＃     

不同宽厚比H形截面钢梁抗冲击性能

基于经实验校核的非线性有限元模型,对受横向冲击作用的H形钢梁进行了有限元分析。设计不同宽厚比组配的H形钢梁,分析H形钢梁跨中受横向冲击的动态响应和应力发展过程,并研究宽厚比对H形钢梁抗冲击性能的影响,重点讨论了腹板厚度、翼缘厚度对冲击力平台值和峰值以及耗能的影响。分析结果表明,两端铰接H形钢梁在跨中受冲击载荷作用下的变形模式主要为弯曲变形。相同冲击能量下,冲击力平台值主要受翼缘厚度的影响,冲击力峰值主要受腹板厚度的影响。翼缘厚度对钢梁抗冲击性能的影响要大于腹板厚度。本研究可为不同宽厚比H形钢梁的抗冲击设计提供依据和参考。     

高超声速飞行器两类典型防热材料的性能表征与评价

针对高超声速飞行器翼前缘用超高温陶瓷材料及机身大面积金属热防护结构材料在高温环境下的力学响应分析与评价方法进行了全面的回顾和总结.综述了大面积金属热防护系统在传热、静力学、热力耦合性能、疲劳性能及抗冲击性能等方面国内外的研究进展;以及超高温陶瓷材料在热冲击、增韧机制、抗氧化性能等方面评价与表征技术,并结合国内研究状况展望了今后的发展方向.      

用拟压缩性方法求解不可压Euler方程

用拟压缩性方法和Ｊａｍｅｓｏｎ的有限体积算法求解了二维和三维定常可可压Ｅｕｌｅｒ方程。分别采用显、隐式时间离散推进求解;分析了人工粘性的阶数对定常解收敛性的影响,应用该方法计算了单个翼型和翼身组合体的低速绕流,结果与实验吻合较好。     

跨音速大迎角绕流的Euler方程数值模拟

采用保角变换与代数方法相结合，生成全场统一的贴体、正交Ｏ－Ｈ型网格．采用有限体积法求解Ｅｕｌｅｒ方程，模拟具有歼击机外形的全机及翼身组合体大迎角跨音速绕流．计算表明，法向力系数、气动中心位置及压力分布的计算结果与实验结果吻合良好     

THE STRENGTHENING OF AERO-TRANSPORT WITH LARGE OPENING

为了对运输类飞机机身大开口结构进行加强,满足刚度连续变形协调的设计要求,本文对机身大开口结构和完整机身结构的刚度进行了深入研究,首先简化了计算模型,对刚度进行了计算,提出了刚度比的定义,得出刚度比与大开口角度、机身半径、蒙皮厚度以及边梁面积之间的关系表达式,得到运输类飞机机身大开口结构加强的原则和方法,在型号上成功得到了应用,用于指导初期的结构设计.     

复式钢管混凝土T形件单边螺栓节点承载力研究

T形件单边螺栓连接节点应用到复式钢管混凝土结构中可充分利用双层钢管的截面特点,传力性能好且抗震性能高。对5个节点试件进行柱端水平往复加载试验并进行了数值模拟分析,试验中T形件因加肋方式不同出现了3种变形特征,而节点整体的破坏形态均为T形件屈服后钢梁塑性变形,数值模拟结果与试验结果吻合较好。根据试验和有限元结果分析了节点传力构件的受力机理,提出T形件受拉模型,分别计算T形件翼缘和加劲肋提供的抗弯承载力,从而得到节点的抗弯极限承载力计算公式,计算结果与试验结果误差较小,与数值模拟结果也十分相近。研究结果表明采用T形件受拉模型计算的节点承载力公式适用于T形件与单边螺栓强度相匹配的情况,T形件加肋形式对节点极限承载力影响最大,其次为T形件翼缘厚度,T形件腹板厚度影响很小;此外随着T形件翼缘厚度的增加节点承载力提高越来越小,故得出了单边螺栓直径与T形件翼缘厚度的最大临界值和最佳匹配值,为该节点工程应用提供理论参考和设计依据。     

圆锥滚子的等温弹流润滑数值分析

通过数值求解研究了圆台与平面之间的等温弹流润滑问题,分析了两固体所形成的弹流润滑区内压力和膜厚分布曲面,并且讨论了端部修形对接触区内压力和膜厚的影响.结果表明:由于圆锥滚子几何形状的特点,导致接触区内压力和膜厚的分布曲面出现斜度;圆锥滚子的端部修形可以降低端部高压,增加端部油膜厚度.