蜻蜓滑翔时柔性褶皱前翅气动特性分析

蜻蜓是自然界优秀的飞行家,滑翔是其常见且有效的飞行模式.蜻蜓优异的飞行能力来源于其翅膀的巧妙结构,褶皱是蜻蜓翅膀上最为显著的结构之一,不仅提高了翅膀的刚度,还改变了其气动特性,而飞行过程中柔性翅膀会产生变形是蜻蜓翅膀的另一特性.为揭示蜻蜓在滑翔时,柔性褶皱前翅的变形,探究褶皱和柔性的共同作用对其气动特性的影响,基于逆向工程,依据前人的测量数据和研究成果,通过三维建模软件建立了蜻蜓三维褶皱前翅的计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)模型和计算结构力学(computational structural mechanics,CSD)模型,并通过模态分析验证了此模型有足够的精度.基于CFD方法和CFD/CSD双向流固耦合计算方法分别对蜻蜓滑翔飞行时刚性和柔性褶皱前翅的气动特性进行了数值模拟,结果表明,柔性褶皱前翅受气动载荷后,翅脉和翅膜产生形变,柔性前翅上下表面压力差相较于刚性前翅减小了,从而其升力和阻力也减小了,而在大攻角时,变形后的前缘脉诱导出比刚性前翅更强的前缘涡.因此在攻角小于10?时刚性前翅的气动特性优于柔性前翅,继续增大攻角,柔性前翅的气动特性则优于刚性前翅.前翅受载后气动响应时间短,翅尖的变形最大,仅仅产生了垂直于翅膀所在平面方向上的变形,而没有发生扭转,翼根处受到应力最大,褶皱上凸部分承受蜻蜓滑翔时前翅的主要载荷.     

褶皱幅度对仿生翼型滑翔气动特性的影响

蜻蜓翅膀具有独特的褶皱状形貌．研究者们致力于利用仿生学原理,设计在低雷诺数条件下具有更优气动性能的褶皱翼型．本文采用计算流体力学方法,求解二维不可压Navier-Stokes方程组,探讨了四种翼型（平板翼型、流线翼型、小幅度褶皱翼型和大幅度褶皱翼型）的气动表现．在低雷诺数条件下得到以下结果：(1) 较小幅度的褶皱结构有利于增加升力和减小阻力．(2) 雷诺数变化时褶皱翼型的升力系数呈非线性变化;在特定雷诺数区间,幅度相近的褶皱翼型会发生相对气动优势的转变．(3) 褶皱结构内的回流区通过减小粘性阻力,使得翼型总阻力下降．(4) 翼型前缘的极小区域会产生脉冲高升力,对升力表现产生较大影响．这些结果表明,调整褶皱幅度是实现褶皱翼型气动优化的有效方案．     

蜻蜓非均匀柔性前翼扑动飞行的气动性能研究

为了探究柔性对于蜻蜓前翼在扑动向前飞行时的气动性能, 本文根据蜻蜓前翼的实际参数建立蜻蜓前翼模型, 提出了两种柔性分布方式即均匀柔性分布和沿蜻蜓前翼弦向的变柔性分布. 本文通过STAR-CCM+软件, 首先采用重叠网格和双向流固耦合技术, 用于实现蜻蜓前翼的扑动流固耦合, 其次通过改变蜻蜓前翼固体区域的杨氏模量函数从而实现蜻蜓前翼的两种不同柔性分布. 结果表明, 在均匀柔性分布条件下, 柔性翼在杨氏模量较小时的升力系数和阻力系数曲线的变化规律滞后于刚性翼半周期并且给飞行增加阻力, 但是随着杨氏模量的逐渐增加即柔性逐渐减小, 蜻蜓前翼受到的阻力减小, 获得的推力增加且推力给予蜻蜓前飞的动量增量、加速度以及时均推力系数先增加后减小. 在合理的非均匀柔性分布条件下, 柔性翼显著提高推力系数峰值和时均推力系数, 在扑动前飞时, 给予蜻蜓前翼较大的动量增量以及加速度. 两种柔性分布方式的蜻蜓前翼与刚性翼对比之下, 蜻蜓前翼在柔性为非均匀柔性分布时可以获得更好的气动性能.      

低雷诺数下柔性翼型气动性能分析

基于流固耦合方法对吸力面5% 至95% 弦长处为三段柔性结构的NACA0012 翼型绕流进行了数值模拟,研究了不同弹性模量下柔性翼型的气动性能和结构响应. 结果表明：在大攻角下,翼面变形影响着翼型表面的非定常流场,起到延缓失速和提高升力的作用;失速后柔性翼的升力系数下降得较为缓慢,且柔性越大,升力系数下降得越平缓;适当减小弹性模量能够提高翼型的气动性能,然而弹性模量过小反而不利于翼型气动性能的提升,并且翼面会产生大幅度的振动.     

基于动网格技术的柔性后缘自适应机翼气动特性分析

研究了带柔性后缘的可变弯度自适应机翼在自适应变弯度过程中的气动特性.自适应变弯度过程中的气动力计算采用了基于弹簧理论的非结构动网格技术,求解NS方程时采用有限体积的二阶迎风格式离散,时间推进为隐格式双时间推进方法.通过计算柔性后缘机翼的升力特性、阻力特性及升阻比特性,并与带刚性后缘机翼的气动特性进行比较,发现柔性后缘机翼在后缘偏转时,其最大升阻比对应的迎角随着偏转角增大而降低.在中等迎角及接近失速迎角情况下,柔性后缘机翼升力系数明显优于刚性后缘机翼,并且其升力线变化较为平缓,有效迎角范围更大.     

基于ALE方法的民用飞机水上漂浮特性的数值分析

飞机水上漂浮特性作为飞机水上迫降性能的一个方面,在中国民用航空总局颁布的《中国民用航空规章第25部:运输类飞机适航标准》中就指出要求需要对飞机水上迫降漂浮特性进行分析,以确保乘员能安全撤离飞机并乘上救生设备.本文基于LS-DYNA应用有限元方法建立飞机水上漂浮的数值模型,引入ALE方法描述飞机漂浮过程中水面外形,采用罚函数耦合约束模拟飞机外层与水面之间的作用,利用显式动力学方法模拟了飞机的漂浮过程,使用添加阻尼的方式用动力分析软件模拟飞机达到漂浮静态的效果,得到飞机漂浮过程中的姿态角、速度、初始淹没深度等物理量变化.     

基于计算流体力学的“虚拟飞行”技术及初步应用

以动态混合网格技术为基础, 通过耦合求解刚体动力学方程、流体力学控制方程以及飞行控制律, 建立了适用于飞行器"虚拟飞行" 过程研究的一体化数值模拟技术. 通过典型的外挂物投放算例对流体力学控制方程/动力学方程的耦合算法进行了测试, 并对某导弹的姿态角控制过程、过载控制过程以及变马赫数条件下的控制过程进行了数值模拟, 得到了与实验非常一致的结果. 这些算例证明该一体化算法已经初步具备了针对复杂飞行器"数值虚拟飞行" 的应用能力.      

NUMERICAL STUDY ON THE GROWTH PROCESS OF SECONDARY AEROSOL IN THE FOG

雾环境气溶胶之间的碰撞和凝并是气溶胶迁移、生长的动力学基础. 基于颗粒群平衡方程和多重蒙特卡洛方法,针对雾环境中二次液态气溶胶生长过程开展数值研究,着重分析了湍流和布朗作用机制对单分散和指数分布的二次气溶胶碰撞凝并的影响. 结果表明:雾环境气溶胶之间的碰撞凝并使得颗粒的总数目减少,颗粒平均体积逐渐增大. 对于初始尺度为自由分子区、单分散的气溶胶,布朗运动时间为600 s时,二次气溶胶平均尺度增大至初始的202.7倍左右,数目降至初始的0.006. 对于湍流作用下有布朗运动的二次气溶胶,在较短的时间内(如100 s)气溶胶尺度增至初始的163倍,颗粒数目降至初始的0.025倍, 说明雾环境流场的湍流运动引起二次气溶胶较强的输运和聚集,导致颗粒碰撞凝并概率增加,颗粒尺度增大.     

MICRO-SCALE NUMERICAL STUDY OF THE EFFECT OF ERYTHROCYTE MECHANICAL PROPERTIES ON THE NEAR-WALL MOTION OF PLATELET

采用浸入式边界法,模拟了多个红细胞和血小板在毛细血管内流动过程中的相互影响。通过改变红细胞体积比和红细胞的力学特性,分析了红细胞力学特性对血小板在与内皮细胞发生粘附前的动力学行为的影响机理,包括：红细胞对血小板趋壁效应的影响,血小板在流动过程中的变形情况,并从血小板所受垂直壁向合力的角度深入研究了红细胞和血小板之间的相互作用。数值模拟的结果表明,增加血流中的红细胞体积比,减小了血小板和血管壁之间的距离,增大了血小板的变形,血小板所受垂直壁向合力呈现剧烈波动,两者之间的挤压显著加强;而增大红细胞硬度,使得血小板的离壁距离增大。     

MULTI-OBJECTIVE OPTIMIZATION AND AERODYNAMIC PERFORMANCE ANALYSIS OF THE UPPER SURFACE FOR HYPERSONIC VEHICLES

为分析小攻角巡航条件下吸气式高超声速飞行器上壁面的变化对其气动性能和容积的影响, 以参数化后的飞行器上壁面对称面型线为设计变量, 在飞行马赫数6.5, 飞行高度27 km, 飞行攻角为4°的条件下, 采用计算流体力学为性能分析工具, Pareto多目标遗传算法为优化设计方法, 开展了二维条件下的升阻比/容积双目标优化设计. 在此基础上, 选择典型的二维优化结果, 重构生成对应的三维构型并进行数值分析, 获得了飞行器气动性能和容积间的相互关系. 结果表明在巡航条件下, 尽管二维/三维条件下飞行器的气动参数数值有较大差别, 但在这2种条件下, 飞行器的升阻比和容积间的关系均近似呈线性反比例关系. 同时, 对于三维构型而言, 在给定容积不变的条件下, 通过改变上壁面对称面型线的形状仅能使升阻比获得较小的增量(约0.36%). 相比之下, 当给定升阻比基本不变的条件下, 飞行器容积可调空间相对较大, 约为1.93%. 此外, 计算结果还表明, 在飞行器的容积基本不变情况下, 通过调节上壁面对称面型线, 可使飞行器的俯仰力矩获得5%左右的调节空间, 且其升阻比基本不变.     

NUMERICAL STUDY ON THE SEDIMENTED MOTION CHARACTERISTICS OF THREE ALIGNED CIRCULAR PARTICLES IN THE INCLINED CHANNELS

主要应用浸没边界的格子玻尔兹曼方法（immersed boundary-lattice Boltzmann method, IB–LBM） 对处于不同倾斜角度通道内的三个刚体圆形颗粒在重力作用下下落的动力学特性进行了计算研究. 首先分析通道倾斜角度的影响, 结果显示当通道倾斜角处于59°90°的范围时会发生后一个颗粒超越前一个颗粒的现象. 其次, 研究了Re对颗粒沉降特性的影响, 结果表明Re 越大, 颗粒间发生聚集的时间越早. 研究还发现当3 个颗粒的直径大小不均匀时, 颗粒由大到小纵向依次排列, 或者出现中间小球直径较相邻两个小球直径大的排列情况, 均能促使颗粒加快聚集. 本文的研究结果可为环境工程及地质学中的颗粒沉降问题提供有价值的参考.     

NUMERICAL STUDY ON THE EFFECTS OF SMALL-AMPLITUDE INITIAL PERTURBATIONS ON RM INSTABILITY

采用Navier-Stokes 方程对入射激波及其反射激波连续诱导小振幅扰动界面的Richtmyer-Meshkov 不稳定性增长过程进行了二维数值模拟,分析了单模和随机多模两种不同初始形态的界面上钉结构和泡结构在反射激波作用前后的发展特性. 研究结果发现：单模扰动的初始界面形态对反射激波前、后界面的扰动增长都有影响,反射激波前的界面形态信息可以通过钉和泡结构之间的反转传递到反射激波过后. 扰动界面上钉结构的发展速度控制了界面混合区总体的发展速度,反射激波前界面上发展成具有完整冠部形态的钉,在反射激波后会反转成复杂的泡结构,此泡结构对反射激波后钉的发展不利. 随机多模界面显示了与单模界面类似的发展规律,但随机多模界面上的复杂泡结构分布的不对称性使得其对钉结构增长的拖曳效应相对要弱,这导致了相似扰动波长下多模随机界面的扰动发展相对单模界面扰动发展要快.     

AIRCRAFT CONTROL SURFACE FAULT DIAGNOSIS AND EVALUATION OF FLIGHT PERFORMANCE

针对操纵面故障将严重影响飞机的飞行安全,提出一种能快速实现故障诊断及性能评估的系统方法。首先,当系统状态维数较高时,采用容积卡尔曼滤波算法的球形积分准则和径向积分准则优化Sigma 点的采样策略和权重分配,较好地解决了无迹卡尔曼滤波算法滤波性能明显下降的问题;然后,利用飞机等速平飞运动特征计算故障下的升力系数和阻力系数,得出能反映飞机性能的飞行包线;最后,通过仿真结果验证了本文所提方法的可行性。     

THE NUMERICAL STUDY OF LATTICE BOLTZMANN METHOD BASED ON DIFFERENT GRID STRUCTURE

传统的格子波尔兹曼方法(lattice-Boltzmann method, LBM)通常基于标准均匀网格, 这主要取决于速度的空 间离散格式.均匀网格结构的特点, 使LBM在处理具有复杂边界的问题时遇到较大的困难, 从而限制了它的应用.另外, 对于较为复杂的流动, 其流场存在流动变化剧烈和平缓的区域, 在流动变化剧烈的区域, 往往需要足够的网格点才能更好地捕捉到流场信息, 而均匀网格会使得网格数量过多, 这会增加计算量, 但网格数量过少又无法获得必要的流场信息, 使LBM的计算效率降低.为了解决上述问题, 用不同的网格结构, 以顶盖驱动的腔体内流、柱体绕流和翼型绕流为例, 探讨了提高LBM算法的计算效率和适用性问题.     

STUDY ON THE EQUILIBRIUM ATTITUDE AND STABILITY OF BUOYANT CYLINDERS

浮心相当于浮体的支承点,其位置随物体的姿态而变化;物体稳定平衡时重心与浮心的距离达到极小。圆柱浮体有2~5个平衡位置,其中相间的1~2个稳定,其姿态与比重和长径比相关,在系统参数变化时可能突变。