高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究

为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性, 选取圆锥?圆台机体组合捕获翼概念构型, 在马赫数0.3 ~ 3速域范围内, 选取典型状态点, 采用数值模拟在 0°攻角条件下进行了计算和分析. 结果表明, 在整个速域范围内, 由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小, 因此二者之间的气动干扰最为明显, 且沿展向逐渐减弱. 同时, 随马赫数增大, 机体与捕获翼间的流场结构明显不同, 具体表现为: 当Ma<0.5时, 未出现流动分离现象, 当Ma>0.5时, 机体后段开始出现明显的流动分离, 由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道, 捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大; 进入跨声速速域后, 在捕获翼的影响下, 流动分离更加明显, 机体与捕获翼之间开始出现激波, 并且与分离区相互作用, 同时出现激波串, 捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时, 通道内激波位置基本到达机体尾部, 分离区基本消失; 当Ma>2以后, 整个流场呈现以激波为主导的结构形式, 捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓.      

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.      

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%.     

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.      

扑翼柔性及其对气动特性的影响

以往对扑翼气动特性的研究基本上都是基于简单的匀速刚性模型,但是通过大量观察不同飞鸟的扑翼动作发现,该模型与鸟翼的实际扑动还有很大差别。鸟翼不但上扑段和下扑段所需时间不同,而且在扑动过程中,鸟翼的形状无论沿弦向或展向都存在着相当大的柔性变形。本文在原有匀速刚性模型的基础上,加入了扑动速率变化和形状变化的影响,得出新的变速柔性扑翼分析模型,使之更接近鸟翼柔性扑动的真实情况。通过对比计算发现,柔性变形对扑翼的升力与推力都有着显著影响,如果控制得当,柔性变形能大大改善扑翼的气动性能。     

柔性扑翼的气动特性研究

以往扑翼的气动力计算研究都很少考虑扑翼的柔性,而在鸟的扑翼动作中,在外加气动力和鸟自身的扑动力作用下,扑翼的柔性变形相当大。本文在原有匀速刚性模型的基础上,提出考虑了扑翼扑动速率变化和形状变化的扑翼分析模型,使之更接近鸟翼柔性扑动真实情况。通过计算分析气动特性发现,控制适当的话,柔性变形能大大改善扑翼的气动性能。本文通过模拟鸟扑翼的柔性运动,计算了时柔性扑翼气动力以及平均升力系数和平均推力系数随着扑动角、倾斜角等参数变化的情况,从而从气动的角度解释了为什么鸟在不同的飞行阶段扑翼规律各不相同,并为柔性扑翼飞行器的设计提供了理论依据。     

基于三路舵机驱动的扑翼飞行模型气动特性研究

扑动而形成非定常气动现象是扑翼飞行过程中产生高升力的主要原因。本文以Ellington实验的鹰蛾翅膀为原形,设计扑翼实验及数值计算模型。通过压差传感器对翅膀模型上翼面固定位置进行测压,分析前缘涡的产生及脱落情况(考虑动压效应)。测量上下翼面固定位置处的压差,揭示扑翼飞行中产生高升力的主要原因。利用烟风洞观察扑翼模型周围流场结构及特殊涡产生变化情况。另外,根据Ellington提供的升力关系式估算了扑翼模型在一个周期内的平均升力。最后,基于三维欧拉方程对扑翼飞行气动特性进行数值模拟,计算结果与实验吻合良好。     

上下反翼对双后掠乘波体低速特性的影响

相比于传统乘波体外形, 双后掠乘波体在保持高超声速良好性能的条件下能够提升乘波体低速气动性能, 但其仍存在低速稳定性不好等缺陷. 本文从密切锥乘波体理论提出给定前缘型线的乘波体设计方法, 通过给定三维前缘型线分别生成具有相同平面投影形状的上反和下反机翼双后掠乘波体. 使用CFD技术评估不同上下反程度外翼乘波体的低速性能, 分析升阻特性以及流场涡结构特点. 选取稳定性判据, 研究上下反翼对纵向和横侧向稳定性的影响. 结果表明, 机翼上下反对乘波体低速升阻特性影响较小; 不同外形均为纵向静不稳定的, 且俯仰力矩变化趋势比较类似, 机翼下反可使气动焦点位置后移, 提升纵向稳定性; 机翼上反有助于提升乘波体的横向静稳定性, 而下反则会下降; 机翼上反可以提升侧向稳定性, 且上反程度越大提升效果越明显; 同时机翼上反使乘波体的偏航动态稳定性有明显提升, 下反则会降低, 影响程度与机翼上下反程度呈正相关. 通过结果分析, 说明通过机翼上下反改善乘波体低速稳定性是可行的, 为乘波体在宽速域高超声速飞行器中的应用拓展了途径.      

N-S方程数值研究翼型对微型扑翼气动特性的影响

首先基于嵌套网格发展了一套适用于三维扑翼研究的非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程数值模拟方法.为了解决微型扑翼在低马赫数下的收敛问题,使用了预处理方法,湍流模型为BL模型.在该方法的基础上,保持状态参数和扑翼表面形状一定的情况下,分别研究了一系列不同厚度、不同弯度的翼型对于微型扑翼气动特性的影响....     

方形截面弹俯仰振荡对滚转特性的影响

飞行器在大气环境中飞行时,经常受阵风等的干扰,引发非指令的自激振荡,威胁飞行安全.通过建立刚体六自由度运动方程和N-S方程的松耦合求解技术,研究强迫俯仰振荡过程对滚转特性的影响.针对背风区涡流形态及横侧向气动特性复杂的方形截面飞行器,数值模拟研究了其不同攻角下的静态滚转气动特性、自由滚转运动特性,以及俯仰振荡时不同振荡速率对滚转气动和运动特性的影响.结果表明,此飞行器在静态时临界攻角约为13°,当攻角小于临界攻角时,滚转方向是静不稳定的,诱发快速滚转运动;当攻角大于临界攻角时,滚转方向是静稳定,其滚转运动是收敛的.研究发现,俯仰振荡一般会降低飞行器滚转方向静稳定或静不稳定的量值,增强滚转方向的动态稳定性.在俯仰振荡的影响下,即使滚转方向是静不稳定的,如果俯仰振荡的频率足够大,飞行器的滚转运动也可能是收敛的.     

振动激发对高超声速气动力/热影响

随着飞行马赫数的不断提高,空气的高温气体效应越来越明显,对高超声速飞行器的气动力/热特性产生重要影响.高温气体效应对气动力/热的影响机理复杂,影响参数众多,迄今为止国内外尚未完全研究清楚.发生高温气体效应时,多个非线性物理过程耦合在一起,地面试验和数值模拟无法将这些过程解耦,无法给出关键物理机理.为了解决这一问题,文章提出一种理论分析与数值模拟相结合的两步渐进新方法:先通过牛顿迭代法得到发生振动激发过程的斜激波无黏解;再将该无黏解的结果作为边界条件,求解边界层的黏性解.利用该方法研究了振动激发过程对二维斜劈的气动力/热特性的影响规律.研究结果表明,振动激发过程对斜激波后的温度、密度、马赫数、雷诺数和斜激波角影响较大,而对压力和速度影响较小.斜激波波后的无黏流动与边界层流动是耦合在一起的.发生振动激发后,斜激波波后雷诺数的增大会导致边界层厚度减小,结合多个物理量的变化,如速度增大和温度减小,共同对边界层内的摩擦阻力和气动热产生影响.对比完全气体的结果发现,振动激发使壁面摩阻升高,而使壁面热流降低.分别通过影响激波层和边界层,振动激发对摩阻的影响是弱耦合的,而对热流的影响则是强耦合的.     

大攻角运动时的机翼摇滚问题研究综述

机翼摇滚是现代战斗机、导弹设计中普遍遇到的横向不稳定现象之一,属于典型的大攻角动态特性问题. 20多年来,机翼摇滚问题在国内外航空工业界、学术界都引起了极大的重视和兴趣,并在实(试)验、计算方面发表了许多文章,对机翼摇滚问题的认识也取得了较大的进展.本文对自1981年Nguyen、Yip及Chambers最早研究机翼摇滚现象以来,在该问题研究方面的近100多篇有代表性的论文进行了综述,内容涉及实(试)验研究、计算研究的各个方面,并对今后的发展趋势提出了自己的看法.      

大气边界层的一些空气动力学特征

本文在定常和中性温度层结条件下,首先介绍了均匀平坦地面上大气边界层的一些空气动力学特征,并将大气边界层与一般空气动力学边界层作了比较。然后介绍了地面粗糙度分布有阶跃变化以及非平坦地形上的大气边界层特征。文中说明,气流的平均流场结构以及湍流特性与均匀平坦地面的情形相比有显著不同。最后,提出了一些有待今后进一步研究的问题。      

风剪切对风力机叶片气动性能及尾迹形状的影响

风力机通常运行在非定常工况中,其气动性能及尾迹会随着工况的变化而变化.风剪切是风力机长期所处的环境,它会影响到叶片气动载荷、尾迹形状、总体性能等,分析风剪切作用下的叶片气动性能对风力机的设计有重要意义.本文采用一种时间步进自由涡尾迹(free vortex wake,FVW)方法,耦合FVW方法与风剪切模型,计算不同风...     

模型昆虫翼作非定常运动时的气动力特性

基于Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的数值解,研究了一模型昆虫翼在小雷诺数（Ｒｅ＝１００）下作非定常运动时的气动力特性,这些运动包括：翼启动后的常速转动,快速加、减速转动,常速转动中快速上仰（模拟昆虫翼的上挥或下拍、翻转等运动）有如下结果：在小雷诺数下,模型昆虫翼以大攻角（α＝３５°）作常速转动运动时,由于失速涡不脱落,可产生较大的升为系数。其机理是：翼转动时,翼尖附近（该处线速度大）上翼面压强比翼根附近（该处线速度小）的小得多,因而存在展向压强梯度,同时存在着沿展向的离心力,此展向压强梯度和离心力导致的展向流动在失速涡的轴向方向,其可避免失速涡脱落。模型昆虫翼在快速加、减速转动和快速上仰运动中,虽然雷诺数小,但由于在短时间内产生了大涡量,也可产生十分大的气动力,例如在快速上仰运动中,升力系数可大于１０。     

模型昆虫翼作非定常i运动时的气动力特性

基于Navier-Stokes方程的数值解,研究了一模型昆虫翼在小雷诺数(Re=100)下作非定常运动时的气动力特性.这些运动包括翼启动后的常速转动,快速加、减速转动,常速转动中快速上仰(模拟昆虫翼的上挥或下拍、翻转等运动).有如下结果在小雷诺数下,模型昆虫翼以大攻角(α=35°)作常速转动运动时,由于失速涡不脱落,可产生较大的升力系数.其机理是翼转动时,翼尖附近(该处线速度大)上翼面压强比翼根附近(该处线速度小)的小得多,因而存在展向压强梯度,同时存在着沿展向的离心力,此展向压强梯度和离心力导致的展向流动在失速涡的轴向方向,其可避免失速涡脱落.模型昆虫翼在快速加、减速转动和快速上仰运动中,虽然雷诺数小,但由于在短时间内产生了大涡量,也可产生十分大的气动力,例如在快速上仰运动中,升力系数可大于10.     

结构变形对气动力影响的计算分析

本文介绍了笔者在静气动弹性效应的理论与实验研究中的若干进展。静气动弹性研究涉及作用于飞行器的气 力与结构变形的相互作用,是研究飞行器的风洞试验数据和飞行试验数据相关性的一个重要方面。文讨论了在进行静气动弹性分析时对一些总理２的处理并对风洞试验模型及某型导弹进行了计算,结果表明,对于所选算例,结构变形使升力线斜率降低,压心前移。     

飞机机翼损伤的气动模型及故障诊断研究简

为了确保机翼损伤后飞机的飞行安全,提出了一种在线的故障诊断方法. 首先,根据输入输出特性,采用遗忘因子递推最小二乘法对飞机故障后的气动导数进行辨识,建立了机翼损伤故障的数学模型;然后,结合多模型方法和中心差分卡尔曼滤波器（central difference Kalman filter,CDKF）各自的优点,实现对机翼损伤的故障诊断,并采用强跟踪滤波器在线更新CDKF 的采样点,以增强CDKF 的自适应能力. 最后,通过仿真结果验证了本文所提方法的有效性.