导弹纵向俯仰气动特性数值分析

应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,计算了某型巡航导弹的静、动态绕流流场和空气动力特性.湍流模型应用修正后的B-L代数湍流模型.以细长旋成体绕流流场为例进行数值计算,并和实验数据相比较,验证了本文方法的可靠性,在此基础上,开展了某型巡航导弹绕不同转轴和以不同频率进行俯仰振动的非定常气动力迟滞特性研究.计算结果表明,当导弹作快速俯仰振动时,在上仰和下俯过程中的同一迎角瞬间,绕导弹流场流动明显不同,表现出明显的非定常迟滞特性.并且,导弹的非定常气动力迟滞特性随振动频率的增大变化明显,且气动力迟滞曲线随着振动轴位置的变化而变化.     

飞行器纵向俯仰气动特性计算研究

应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,计算了巡航导弹外形飞行器作小振幅俯仰运动时的动态绕流流场和空气动力特性,开展了导弹绕不同转轴、以不同频率和在不同迎角范围内进行俯仰运动的非定常气动力迟滞特性研究。计算结果表明,当导弹作快速俯仰运动时,在上仰和下俯过程中的同一迎角瞬间,绕导弹流场流动明显不同,表现出明显的非定常迟滞特性。导弹的非定常气动力迟滞特性随俯仰运动频率的增大明显增强,且气动力迟滞曲线随着俯仰轴位置的变化而变化。在同一减缩频率下,导弹在不同迎角范围内作周期俯仰运动时,相同的运动相位角所对应的升力系数对迎角的导数是一致的,而不同减缩频率下升力系数对迎角的导数随运动相位角变化曲线明显不同。     

三角翼大迎角流场结构和气动力特性的数值分析研究

采用数值计算方法对亚音速三角翼纵向及带有小侧滑情况下的流场结构和气动力特性进行了计算。文中给出了三角翼大迎角纵向情况下气动力、机翼前缘分离涡轴线位置和旋涡破裂位置随迎角的变化规律，以及带有横侧小扰动和小侧滑情况下流场结构的非对称性对气动力的影响。计算结果表明与实验结果符合较好。     

三角翼大迎角流场结构和气动力特性的计算分析研究

采用数值计算方法对亚音速三角翼纵向及带有小侧滑和横侧小扰动情况下的流场结构进行了计算,利用数值计算所得到的大迎角流动流场数据,结合相关的实验研究结果,建立了对大迎角旋涡流场结构进行定量分析的方法·　给出了三角翼大迎角情况下相应的气动力、力矩系数,以及机翼前缘分离涡轴线位置和旋涡破裂位置随迎角的变化规律,并对带有小侧滑和横侧小扰动情况下对横侧力矩的影响进行了计算与分析·　计算结果表明,在前缘分离涡破裂前的上游旋涡区内,前缘分离涡轴线基本保持为直线,且随着迎角增加,前缘分离涡轴线位置愈靠近翼根,并远离翼面;在前缘分离涡破裂的初始阶段,于旋涡轴线处,压力系数会迅速增加,沿涡轴线方向速度迅速减小,在垂直于流向的截面内,愈靠近涡轴线处,沿涡轴线方向速度愈小,甚至出现负值,说明沿涡轴线方向出现回流·　当绕机翼上表面前缘分离涡破裂后,将会导致横侧运动不稳定,如果受到小扰动,将产生横侧力矩发散·     

COMPUTATION OF FIELD STRUCTURE AND AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF DELTA WINGS AT HIGH ANGLES OF ATTACK

A numerical investigation of the structure of the vortical flowfield over delta wings at high angles of attack in longitudinal and with small sideslip angle is presented. Three-dimensional Navier-Stokes numerical simulations were carried out to predict the complex leeward-side flowfield characteristics that are dominated by the effect of the breakdown of the leading-edge vortices. The methods that analyze the flowfield structure quantitatively were given by using flowfield data from the computational results. In the region before the vortex breakdown, the vortex axes are approximated as being straight line. As the angle of attack increases, the vortex axes are closer to the root chord, and farther away from the wing surface. Along the vortex axes, as the adverse pressure gradients occur, the axial velocity decreases, that is, A is negativee, so the vortex is unstable, and it is possible to breakdown. The occurrence of the breakdown results in the instability of lateral motion for a delta wing, and the lateral moment diverges after a small perturbation occurs at high angles of attack. However, after a critical angle of attack is reached the vortices breakdown completely at the wing apex, and the instability resulting from the vortex breakdown disappears.     

三角翼动态大迎角气动力特性数值分析研究

采用数值计算方法,对三角翼从 0°上仰至 90°的动态流场和气动力特性进行了计算,并对俯仰角速度对三角翼流场和气动力特性的影响进行了计算分析。给出了三角翼纵向动态情况下的气动力系数变化,特别是大迎角横侧力矩系数的变化特征。结果表明,随着机翼俯仰角速度的提高,前缘分离涡破裂位置相对滞后,机翼升力和阻力系数明显增加,机翼抵抗旋涡非对称破裂的能力明显增强。