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．     

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.     

结合CFD和当地流活塞理论的全机组合体超声速颤振分析

针对翼．身组合体飞行器面对称布局的特点,利用模态振型的对称和反对称性,以分枝模态法建立结构的运动微分方程,结合CFD的当地流活塞理论计算飞行器的非定常气动力,建立飞行器全机组合体的气动弹性数学模型。对飞行器进行了来流为1．5～7马赫数下的颤振分析,结果与全CFD／CSD耦合时域仿真结果较好吻合,验证了本文方法在工程设计中的有效性和可行性。本文方法的效率在相同精度下比CFD／CSD耦合的时域方法高100倍。     

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.      

基于实验设计方法的高超声速飞机前缘型线优化分析

为探索前缘线变化对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4°和高度26 km的巡航飞行条件下,结合运用增量修正参数化设计方法、均匀实验设计方法和计算流体力学模拟,分析了飞行器前缘型线与其升阻力系数及纵向压心等性能参数间的关系.计算结果表明,前缘线形状对飞行器升阻力系数明显高于其对纵向压心影响,设计空间范围内升力系数变化约21.3%,阻力系数变化约31.8%,升阻比变化范围约10.63%,但相对压心变化范围仅为3.87%.在此基础上,通过对典型构型物面压力分布进行分析,发现前缘线形状适当弯曲可利用飞行器下表面侧壁压缩产生的高压气流,利用二者的耦合效应使飞行器获得额外的升力增量.      

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.     

可变形飞行器新概念升阻特性分析

飞行器的变形方式可分为三大类:局部小变形、中等变形和大尺度变形.针对大尺度变形,提出了两种可变形概念:变前掠翼布局和可伸缩翼布局.通过数值方法计算分析了不同变形外形在不同马赫数下的升力、阻力和升阻特性,从中总结出适合于各个速度段的能够获得最大升阻比的最佳变形方式.结果表明:大尺度变形能够显著改变飞行器的升阻特性,使可变形飞行器能适应较广范围飞行条件的变化,因而在全飞行周期中比传统的固定外形飞行器具有更优的性能.     

一种新型浮升一体化排式飞翼的设计与研究

设计既有较大的内部容积、又有高气动效率的新型浮升一体化气动布局对此类低速飞行器的发展具有重要的科学研究价值和工程应用前景. 以NACA0030翼型为基础,构造了具有较高体积率(体积/表面积)的排式飞翼气动布局. 对不同排列形式的排式飞翼进行了详细的计算和评估分析,并提出了具有更好操纵性和稳定性的排式后掠飞翼气动布局. 数值模拟结果表明: 通过排式飞翼中后翼对前翼下方气流的阻滞作用,排式直飞翼和排式后掠飞翼的升阻比分别增大40%和 20%, 整个飞行器的气动效率显著提高; 同时, 浮升一体化排式飞翼的弦向尺寸较小,可有效降低材料的表面张力,这为高空飞行器表面柔性材料提供了较宽的选择范围.      

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.     

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.     

高压捕获翼位置设计方法研究

高压捕获翼构型是一种合理利用机体/上置翼(简称捕获翼)间的耦合关系提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型.基于其设计原理,捕获翼的位置与机体压缩激波和自身二次压缩激波的位置均直接相关,一般难以利用理论方法直接获得.针对这一问题,本文运用均匀实验设计方法在设计空间内获取样本点并利用计算流体力学分析和迭代获得其设计位置,之后通过构造代理模型建立捕获翼位置与设计参数间的模拟映射关系,进而发展了一种捕获翼位置设计的有效方法.在方法研究基础上以锥体-捕获翼组合构型作为实例对其进行验证.结果表明,该方法可在较大设计空间范围内准确判定捕获翼的设计位置.此外,针对这一构型还开展了基于代理模型的设计参数单因素分析.发现在设计空间内,前缘压缩角、来流马赫数、和捕获翼钝化半径等3个关键参数均与捕获翼位置呈单调正比例关系.      

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。     

膜扑翼飞行器的变形研究

最近昆虫翼的变形成了研究热点,而扑翼飞行器的变形力学研究却几乎无人问津.然而,无论昆虫、鸟类还是扑翼飞行器在飞行时,翼的变形都是存在的,要精确计算翼扑动产生的气动力,必须考虑其变形.本文比较了导致变形产生的膜扑翼飞行器的惯性力和气动力在一个周期中的变化情况,发现它们的峰值比值为2左右,然后提出了在随体坐标系中的固支边界条件,采用有限元法计算了惯性力和气动力分别对变形的影响,发现扑翼飞行器的气动力对变形的影响是不可忽略的重要因素,而惯性力与气动力的合力引起的最大正变形发生在下扑初始阶段,最大负变形发生在上扑初始阶段.本文为扑翼飞行器的设计提供了力学分析基础.     

高压捕获翼前缘型线优化和分析

为分析翼前缘形状变化对高压捕获翼构型气动性能的影响,基于一种锥体组合捕获翼概念构型,采用幂次函数和余弦函数组合形式对翼前缘型线进行了参数化设计,在比较了多项式和径向基函数两种代理模型的拟合精度基础上,以飞行马赫数7,飞行攻角0° 为计算条件,结合使用均匀实验设计方法、计算流体力学、径向基函数代理模型方法和遗传算法,选择升阻比最大化为目标开展了数值优化,最后基于优化结果进行了单参数的灵敏度分析. 优化结果表明,相对于基准外形而言,优化后构型升力系数增大了约8.1%,阻力系数减小了约12.2%,升阻比提高了约23.4%. 此外,灵敏度分析结果表明升阻比与5 个设计参数均呈非线性关系,其中展向角度对升阻比影响最大,其次为幂次曲线的比例参数,其余3 个参数对升阻比的影响相对较弱.      

跨声速和低超声速翼身组合体翼根修形的原理与方法

本文在前文[5]的基础上,论述了翼身组合体考虑到面积律要求和压力场要求时翼根区综合修形的原理与方法.特别指出,合理的下单翼安排将会相应地减少降低组合体零升波阻所需的机身修形量,从而在结构布局上更易于实现机身修形.     

近空间高速飞行器气动特性研究与布局设计优化

高空高速飞行中的黏性干扰效应、真实气体效应和稀薄气体效应成为决定未来空天飞行器能否实现安全飞行、精确控制和制导的重大基础科学问题.介绍了黏性干扰效应、真实气体效应和稀薄气体效应对高空高速飞行器气动特性影响,回顾了飞行器气动布局设计优化的发展过程,给出典型高速高升阻比飞行器气动布局设计及优化的结果.      

翼面气动外形对栅格翼减阻的影响

从节约空间的角度考虑,带一定弧度的翼面有利于栅格翼在弹体上的安装.通过风洞实验研究了两种不同安装方式的弧形翼面栅格翼的气动特性,并和翼面无弧度的栅格翼进行比较.结果显示,弧形翼面的栅格翼阻力系数均小于翼面无弧度的栅格翼,升阻比除跨音速阶段外比后者表现更好,同时对一种前缘后掠的栅格翼模型进行了数值计算,比较研究结果显示,对栅格翼的迎风面栅格进行一定角度的后掠能有效减小超音速阶段的波阻,是一种栅格翼减阻设计的新思路.     

机翼上反角对纵向气动特性的影响研究

利用有限体积法离散求解雷诺平均 Navier-Stokes方程,计算了具有不同机翼上反角的翼身组合体构型;着重研究了机翼上反角对纵向升阻、俯仰力矩特性的影响规律;并通过展向压力分布的对比,首次从机理上对这种影响进行了探索解释,为气动布局机翼安装参数的设计提供了思路和参考.研究结果表明:由于上反角主要改变了弦向前50%部分的压力分布,所以机翼上反角越大,前缘上表面吸力峰与下表面正压力下降越多,激波向前移动越大、强度更弱,从而升力、阻力、升阻比均减小.本文在上反角小于9°范围内,上反角每增加1°,升力系数降低0.005,阻力系数降低0.0002,升阻比降低0.04,俯仰力矩导数降低0.001,典型剖面压力最小值降低1%,激波位置前移1.6%.     

扑翼飞行器的凸轮摇杆型扑动机构设计与气动力学分析

为了提高扑翼飞行器的飞行性能,借鉴大型鸟类的飞行运动特征,设计了一种以凸轮摇杆为扑动机构的新型扑翼飞行器,建立了扑动机构的运动学和气动力学模型.结果表明:通过大型鸟类翅翼扑动规律对凸轮机构进行优化设计,得到了扑翼下扑占据整个扑动行程的60％左右;而提出的凸轮摇杆扑动机构的运动学模型,能够求解扑翼飞行器的相关运动参数.基...