80°/65°双三角翼摇滚特性风洞实验研究

介绍了在FL-23高速风洞中研究自由摇滚的装置、试验方法、数据采集等试验技术.在马赫数从0.3到0.6范围内,对应的雷诺数从0.56×107/m至1.126×107/m范围内,开展了双三角翼大迎角下的摇滚特性的研究,包括迎角、马赫数、初始释放等参数的影响,给出了典型的结果.结果表明,随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚、双周期震荡等;试验中马赫数提高对翼摇滚起抑制作用;摇滚运动的最终平衡状态和摇滚幅值与初始状态无关.     

基于CFD的方形截面导弹纵向虚拟飞行模拟

通过将飞行力学模型及操纵控制舵面的控制律同流体力学方程耦合求解, 能够完成基于CFD方法的虚拟飞行模拟. 通过这种方法实现了方形截面导弹的纵向虚拟飞行模拟. 着重介绍了将飞行力学方程及舵偏控制律耦合到CFD解算器中的方法, 以及用于复杂外形的需要随飞行器及舵偏一起运动的多块结构网格更新方法,研究成果未来可用于非线性条件下飞行器稳定性及控制律的检验. 完成了方形截面导弹纵向虚拟飞行模拟,包括纵向俯仰自由度的迎角保持机动和通过舵面的偏转控制飞行器迎角按照预定的变化量减小; 通过两种典型机动动作的模拟,证明发展的耦合计算方法以及所采用的配平算法可以成功地应用于虚拟飞行模拟中.      

基于本征正交分解的气动优化设计外形数据挖掘

气动外形的全局优化设计会产生大量的过程数据,其中隐含的设计知识具有较高的挖掘价值.数据挖掘有助于获取直观、可定性描述的设计知识.本文采用基于本征正交分解的数据挖掘方法从气动优化设计的过程数据中获取设计知识,数据挖掘对象为跨音速压气机转子叶片NASA Rotor 37的优化过程数据,该数据由基于粒子群方法的绝热效率最大化优化设计产生.结果表明:基于本文数据挖掘方法获取的设计知识能够直接反映气动外形的变化规律,为叶片的气动外形设计提供参考;数据挖掘的设计知识成功地验证了优化设计结果的有效性.     

80°／65°双三角翼摇滚特性风洞实验研究

介绍了在FL-23高速风洞中研究自由摇滚的装置、试验方法、数据采集等试验技术。在马赫数从0．3到0．6范围内,对应的雷诺数从0．56×10^7／m至1．126×10^7／m范围内,开展了双三角翼大迎角下的摇滚特性的研究,包括迎角、马赫数、初始释放等参数的影响,给出了典型的结果。结果表明,随着模型迎角的增加,双三角翼呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚、双周期震荡等;试验中马赫数提高对翼摇滚起抑制作用;摇滚运动的最终平衡状态和摇滚幅值与初始状态无关。