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。     

扑翼飞行器带翼刀机翼气动特性实验研究

通过进行微型扑翼飞行器低速风洞试验,研究了带弯度机翼下翼面翼刀对扑翼飞行器升阻特性的影响。文中进行了带翼刀机翼和不带翼刀机翼在不同迎角下的风洞吹风试验。试验结果表明,带翼刀机翼升力系数大于不带翼刀机翼升力系数,从而证明了翼刀可以阻止机翼下表面气流展向流动,起到增加机翼升力的作用。当扑翼在小迎角飞行时,带翼刀机翼可以有效地提高扑翼的气动效率,改善扑翼的飞行性能。研究结果可为带翼刀机翼在扑翼飞行器上的应用提供技术支持。     

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。     

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.      

个体水平间距对群组中扑翼气动性能的影响

研究群组中个体之间的非定常流动机理,可以为仿生飞行器集群运动提供理论基础。采用基于有限元的计算流体力学方法,对前飞状态的扑翼群组个体之间水平间距对气动性能的影响进行研究。研究发现,水平间距对扑翼气动性能具有显著影响。在一定的垂直间距下,群组中扑翼可以在较小的水平间距下获得最佳的推力性能,在较大的水平间距下可以获得最佳的升力性能。扑翼气动性能的变化主要与群组中前翼和后翼的脱落涡相互作用密切相关。     

基于商用CFD软件的乘波体气动外形设计方法研究

乘波体设计在超声速和高超声速飞行器设计中已经得到广泛应用,但具体设计方法仍有值得探讨之处.本文针对乘波体的工程设计,探讨了一种基于粘性流场计算的简便设计方法.这种方法以商用CFD软件为工具,首先生成锥形体的超声速粘性流场,然后采用最大压强梯度单元确定激波位置,再用圆柱面相交的方式得到乘波体上表面,利用圆柱面与激波的交线为前缘线,通过流线追踪得到乘波体的下表面,最终得到乘波体构型.本文将所用激波定位方法与存在精确解的无粘锥形流场的计算结果进行了对比,验证了该方法的可靠性.然后以马赫数M=3,设计飞行高度H=15km为设计条件,利用本文提出的方法对其气动性能进行了数值模拟和分析,并特别研究了气动性能随马赫数M和攻角的变化规律.结果表明,利用本文方法所设计的乘波体在设计点和非设计点处都具有良好稳定的气动性能.由于整个设计过程均使用现有商用CFD软件完成,既减少了自行编程所花费的时间,又具有良好的通用性,因此便于在以后的乘波体研究和工程设计中推广.     

基于FlowStar软件的栅格舵气动特性模拟

栅格舵是由外部边框和内部若干薄栅格组成的一种新型气动力面和控制面。由于其具有尺寸小、重量轻和易折叠等结构特点,以及升力特性好、铰链力矩小和压心位置随马赫数变化小等良好的气动性能,越来越受到重视和广泛应用。但是,由于栅格舵是特殊的蜂窝结构,常规的结构网格生成困难,并且栅格壁之间存在严重的波系干扰,流场结构复杂,给数值模拟带来了挑战。本文针对栅格舵流场结构复杂、网格生成和数值模拟难度大的难题,采用国家数值风洞工程(NNW)项目团队自主开发的非结构混合网格流场软件FlowStar,对栅格舵气动特性开展了数值模拟研究。首先,通过十字栅格舵全弹标模外形,验证了数值模拟方法的可靠性。然后,通过研究栅格不同形状对栅格舵气动特性的影响规律,给出了栅格舵设计时尽量采用气动性能较高和结构强度较好的菱形栅格,以及尽可能少用或不用正三角形栅格的指导建议。最后,开展了类Space X迎风面局部弧形栅格舵气动特性模拟研究,结果表明,弧形后掠可以有效降低阻力,提高升阻比;攻角为0°时,与平直栅格舵相比,弧形后掠栅格舵在亚跨声速阶段,阻力降低约8%,马赫数大于2时,阻力降低约15%。本文研究可为栅格舵的设计提供参考和...     

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....     

前后双扑翼水平距离及相位差对其气动性能的影响

通过在动态网格上求解Navier-Stokes方程,对前后双扑翼的非定常粘性流场进行了数值模拟和气动干扰分析,考察了前后翼不同水平距离和不同相位差对其气动力和气动效率的影响。结果表明,扑动前翼和静止后翼间的气动干扰在各种不同水平距离下都有利于气动特性的改善,但气动干扰的作用随着前后翼水平距离的增大而减弱;前后双翼扑动的相位差是影响气动性能的重要参数,两翼间的气动干扰是否有利则与相位差和水平距离有直接联系。     

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。     

脊状表面减阻机理研究

针对脊状表面流场的特点,通过实验测量和数值模拟的方法对脊状表面微观流场进行了深入研究,获得了脊状表面湍流边界层的时均速度分布曲线、湍流度分布曲线和微观流场结构.为了得到脊状结构对壁面物性的影响,对脊状表面进行了疏水性测试,获得了液滴在脊状表面上的表观接触角,并通过水洞试验验证了脊状表面的减阻效果.研究表明,与光滑表面相比,脊状表面微观流场结构中存在"二次涡",近壁区的黏性底层厚度比平板的要厚得多,湍流度显著降低,且脊状表面表现出明显的疏水性.由此提出了基于壁面隔离效应、增大湍流阻尼效应和改变壁面物性效应的减阻机理.     

凹坑形表面在空气介质中的减阻性能研究

采用标准k-ε湍流模型对一种新型的非光滑表面———凹坑形表面在空气介质中不同条件下的流动进行了数值模拟,可以得到光滑表面和半径0.4mm的半球状凹坑分布的非光滑表面在4~48m/s范围内的来流速度下的阻力系数.计算结果表明该凹坑形非光滑表面在这个速度区间内均能产生一定的减阻效果.在速度为24m/s时,它的减阻率达到最大的7.2%.最后本文对该非光滑表面的减阻机理进行了研究.     

Minimization of the Wing Airfoil Drag Coefficient Using the Optimal Control Method

The problem of designing a wing airfoil starting from the surface velocity (or pressure) distribution, given in multi-parameter form, is considered. In the diffuser region, the velocity decrease law is determined from the conditions of minimum drag and separationless flow for a given Reynolds number. The case of boundary layer suction for the purpose of improving the aerodynamic characteristics of the airfoil is studied. A solution is obtained using optimal control theory.     

脊状表面航行器模型减阻特性的风洞实验研究

针对航行器提高航程和航速的需要,开展脊状表面湍流边界层减阻的实验和数值仿真研究。在航行器模型的外表面加工具有特定形状、尺寸的脊状结构,导致湍流边界层的流动稳定性增强,壁面摩擦阻力降低。在风洞中对具有光滑表面和脊状表面的航行器模型在不同风速和攻角下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线。实验结果表明,具有横向脊状表面的航行器模型在一定来流速度范围内具有很好的减阻效果,实验获得的最大减阻量为23.5%。数值仿真结果则发现,在脊状结构内形成了稳定的"二次涡",边界层内湍动能和湍流猝发强度降低,很好地揭示了减阻机理。     

回转体表面条纹沟槽减阻水洞实验研究

本文在条纹沟槽表面减阻理论分析的基础上,对条纹沟槽表面回转体进行了大量的水洞实验研究。实验模型表面条纹沟槽采用直接加工方法,头部线型为双参数平方根圆头曲线,尾部线型为双参数尖尾曲线。实验结果分析表明,与相同形状、尺寸的光滑表面回转体相比,条纹沟槽表面回转体在一定速度范围内存在很好的减阻效果,最大减阻量超过6%,且在小攻角范围内减阻量基本稳定,对回转体升力特性也没有影响。对比不同尺寸条纹沟槽的减阻效果发现,降阻量不但随条纹沟槽宽度S变化,而且随来流速度U∞变化,即与无因次沟槽宽度S (文中近似取S =S.LRe2Ckx,其中k为总阻力Cx的修正因子)存在着一定的关系。对于V型条纹沟槽具有减阻效果的S 的范围在10到60之间。本文研究证明,条纹沟槽表面减阻技术在水下航行器设计领域有着很好的应用前景,同时文中所取得的研究成果对该技术的应用具有一定的促进作用。     

基于滑移理论的超疏水表面减阻性能分析

采用滑移理论计算和数值模拟方法研究超疏水表面的减阻性能.层流流动状态的数值模拟和理论计算结果的一致性较好,并可证明滑移速度与通道内流体速度之比与无量纲压降比的数量级相当;湍流状态的数值仿真结果表明,在目前可实现的滑移速度范围内,超疏水表面对水下航行器的流体阻力影响不显著.     

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。     

一种用于振动疲劳试验研究的典型翼面模拟件

为开展飞机典型翼面结构振动疲劳问题及相关试验技术的研究,参考某型飞机垂尾翼面设计了其模拟件。在有限元分析软件Abaqus中建立其有限元模型,进行该模拟件的动力学分析和优化,使其模拟某飞机垂尾的前三阶模态。结合模态振型分析,给出一种确定单点振动载荷最优加载点的方法。窄带随机试验结果表明,模拟件达到了设计要求,可以用于某飞机垂尾翼面振动疲劳问题及相关试验技术的研究。     

显微干涉网格法测量曲面物体表面应变

提出采用显微干涉光路,使被测曲面上光栅的±１ 级衍射光相互干涉,用显微ＣＣＤ图象采集系统采集干涉后形成的倍增光栅,利用微网格法原理和信息转换技术提取每一幅图的几何特征,确定被测物体表面的应变． 并利用这种方法确定了记忆合金管接头表面的应变     

基于分段进化的遗传算法在机翼气动外形设计上的应用

与传统的优化方法相比,遗传算法以其极强的鲁棒性、随机搜索特性以及优化结果的全局性等特点而在工程优化中得到越来越广泛的应用.标准遗传算法中使用的二进制编码类似于生物染色体的组成,使算法易于用生物遗传学理论加以解释,同时也使交叉、变异等遗传操作易于实现.此外,使用二进制编码还有助于充分发挥算法隐含的并行性.本文对传统遗传算法加以改进,在二进制编码下引入分段进化的概念,再配以高效的交叉、变异算子,充分发挥二进制编码固有优势的同时在很大程度上提高了算法的优化效率,并与Euler方程数值解法相结合,对机翼外形进行了气动优化设计.优化后机翼的升阻比有了显著提高,表明建立的优化模型是合理有效的.