基于欧拉方程的尾迹面法气动力计算

在飞行器气动设计中,气动力的分析与计算很重要。介绍了一种基于欧拉方程新的气动力计算方法。详细说明了该方法的基本原理,并用不同机翼在不同扰流情况下的气动力计算实例对该方法作了讨论与分析。数值模拟的结果表明该方法在飞行器的气动设计中是现实可行的,具有很强的工程应用价值。

气动力计算的积分技术讨论

讨论了“尾迹面积分法”的气动力计算方法及其改进技术.基于欧拉方程求解流场,通过对飞行器以外的一个控制体采用动量定理而得,是传统远场积分法的改进.在飞行器所在流场的下游一垂直于来流速度的截面上进行积分计算,得到升力、诱导阻力、激波阻力和总阻力.这种方法的优点是有利于外形复杂物体的气动力积分计算,并可将总阻力按产生的物理机理进行分解,以使设计师对飞行器的气动特点有更为明确的了解.详细讨论了影响这种方法计算精度和效率的多种因素及解决途径.各种数值模拟结果证明了该方法和改进技术的正确性和实用性.

战术弹亚声速纵横向非线性气动力计算研究

基于势流方程，进一步发展了非线性涡格法，计算研究了“ＸＸ”布局战术弹的纵横向非线性气动性能；与实验数据比较表明，本法适用于Ｍ∞≤０．８，α∞≤１５°。由于该法只需要在物面上划分网格，涡迹的松弛迭代都不超过３０次，使得该法具有适应性广、省机时、使用方便、计算准确的特点。每次计算能详细提供各部件的气动干扰性能以及分离涡的强度和位置，成为气动外形设计、研究的有力手段。

脱壳穿甲弹卡瓣飞散时的气动力计算

通过脱壳穿甲弹弹托飞散时卡瓣/弹芯装置在风洞中的试验,得到不同状态下的脱壳流场纹影照片。着重分析了攻角α=8°、卡瓣与弹芯间隙△y/D=0.5时的脱壳流场结构和特征,讨论了存在脱体激波、激波诱导边界层分离和气流壅塞的脱壳流场的计算模型,提出了卡瓣、弹芯表面气动压力计算方法。计算结果能说明脱壳流场的基本特征,并且与实验结果的符合程度比Siegleman.D提出的计算结果更好些。本报告为研究卡瓣飞散动力学、弹芯气动干扰和卡瓣优化设计打下了基础。

高压气体应急吹除潜艇压载水舱的气动力计算

本文从确定空气消耗量和在一定空气消耗量的情况下确定所吹除的容积两方面,介绍了高压空气应急吹除潜艇压载水舱的气动力计算方法;系统地论述了火药燃气应急吹除潜艇压载水舱的气动力计算,并给出了燃气吹除过程的基本方程式。总结了国内外有关应急吹除压载水舱的理论研究和试验结果,给出了比较完整的动态计算方法。

底部带姿控发动机的飞行器气动力计算

本文提出了一种新的底部带姿控发动机的飞行器气动力计算方法。该方法将S.C.Ward的工程方法与作者近年来发展起来的底部带横向喷流的超音速强干扰流场的轴对称数值模拟方法有机地结合在一起,能给出喷流产生的包括直接、间接两部分在内的总推力和附加的俯仰力矩系数和偏航力矩系数。与无喷射的情形相比,底部阻力系数C_D减小了。

悬臂式多级离心风机气动力计算（英文）

对一种悬臂式多级离心风机进行研究,通过改变回流器出口角和叶轮叶片进口角等参数,分析叶轮进口气流角的变化,以及对风机性能的影响。根据该风机气动力的计算结果和风机性能测试实验结果及对比分析,拟合得到了本文风机的压力—流量关系计算经验公式和流量—功率关系计算经验公式。计算结果表明:增大叶轮叶片进口角,会使压力变化曲线更平缓,减小回流器叶片出口角可以降低能耗,为悬臂式多级离心风机的设计和改进提供参考。

任意滚动角极小展弦比组合体的气动力计算方法

本文分析了在任意滚动角下,极小展弦比翼身组合体的绕流模型,揭示了原有的气动力计算方法的缺陷,即,只考虑翼片之间的附着流干扰;提出新的翼片之间的干扰模型,除了考虑附着流干扰外,更要考虑侧缘分离涡对翼片的干扰,并引进涡干扰因子,于是,基于不可压的绕流理论,应用非线性面元法,计算该因子,与实验比较表明,本文方法不仅适用于小迎角的亚、跨、超音速流动,也适用于中等迎角的流动。

高超音速弹—翼组合体气动力计算方法

本文提供了一个可计算马赫数到8、计算速度快的弹一翼组合体空气动力计算方法。计算结果与风洞实验值比较表明,本方法精度较好,是进行尾翼弹气动力特性分析和外弹道设计的一个有力工具。

动力增升飞机气动力计算方法研究

分析了国外动力增升飞机气动力计算方法,提出了一套新的动力增升飞机快速计算方法。新方法解决了传统方法在小速度下气动力发散,多速度点求解气动力带来计算效率低等问题。以某动力增升运输机为算例,验证了新方法的正确性。

翼面结冰后飞机气动力计算

防冰问题是飞机设计必须要考虑的问题,也是适航审查的重点。《翼面结冰后飞机气动力计算》一文通过采用目前在航空领域应用较为广泛的CFX商用软件、SST湍流模型模拟流场对机翼结冰进行了初步的数值模拟,模拟结果与试验结果对比,并在此基础上对结冰和未结冰的气动特性进行了研究。结果表明,在小攻角范围内,计算结果与试验的压力系数吻合很好;结冰后气动特性下降,且外侧机翼后缘的流动影响最大。

非定常气动力计算中的偶极子格网法

从亚音速、跨音速和超音速三个方面叙述了非定常气动力计算中的偶极子格网法，且给出了其基本解法和计算实例。

高超声速气动力及激波位置快速计算方法研究

采用快速计算方法进行高超声速气动力计算时,影响计算精度的关键问题主要在于模型面网格的划分和计算方法的选取。采用一种灵活实用的结构化面网格划分策略,使得模型的各个部件能分别选择合适的计算方法;发展一种基于近似流线的二阶激波膨胀波方法,该方法可以用于多种具有三维流场特性的部件,不仅降低对使用者的经验依赖,还能提高计算精度;配合激波位置计算方法,可以较为准确地计算模型的激波位置,保证边界层外缘参数的计算精度;粘性力计算使用基于起始面元修正的Spalding-Chi方法和参考温度方法。通过对四个典型算例的计算与分析,表明本文发展的高超声速气动力计算方法具有较高的计算精度,能够作为高超声速飞行器初步设计阶段的气动力快速分析工具。

微型扑翼飞行器气动力估算方法研究

微型扑翼飞行器是国际上的一个新的研究热点,但目前基于低雷诺数的非定常扑翼气动特性尚无精确的计算方法。本文在分析鸟类和昆虫飞行机理的基础上提出了一种新的计算扑翼飞行气动力的方法,这种方法原理简单,计算量不大,易于工程实现,为扑翼飞行器的设计、制作、应用提供了一定的理论依据。

大展弦比气弹机翼柔性非线性变形的气动力效应分析与风洞试验

从飞行器刚弹耦合动力学模型出发,引入柔性机翼准定常假设,建立大柔性飞行器非线性静气动弹性气动力方程,利用非线性迭代求解思路模拟了柔性飞行器的静气动弹性响应行为,开展了大展弦比飞机静气动弹性风洞试验验证,采用气动力有限基本解与机翼的耦合计算,发现了大柔性飞机大变形状态下载荷及结构变形形式随风速的变化规律.传统基于小变形假设的线性分析方法和刚体分析由于无法考虑气动面随结构变形的曲面气动力因素和结构变形后的非线性刚度特性,均与风洞试验存在一定的误差.对于大展弦比柔性飞机的非线性静气动弹性分析十分必要.

用欧拉方程求解复杂组合体流场的跨音速气动力

本文介绍了用于复杂流场跨音速气动力计算的Euler方程的隐式近似因子分解方法。采用三维空间嵌套网格生成技术生成了一套机身/机翼/翼梢小翼复杂组合体的空间嵌套网格,并以此为实例计算了该组合体的跨音速气动力,与国外资料值和国外风洞结果进行了比较,从比较结果看,本文介绍的方法具有使用方便、精度高、收敛速度快的优点,是复杂组合体跨音速气动力计算的较有效工具之一。

导弹气动特性工程计算通用程序设计与研究

以三级以下弹箭常见的气动外形为计算模型，编制了气动特性工程计算通用程序（ＡＤＭ系统），该软件适用于计算马赫数０～１０、飞行攻角０～３０°范围内多种火箭和导弹的气动参数。利用风洞实验数据详细检验了计算误差，除跨音速段外，升力、阻力系数计算误差分别小于３％和３．５％，压心系数误差小于１％。经过防雹火箭和探空火箭使用验证，该程序用于火箭设计是可靠的。

带有横向喷流的导弹气动计算方法研究

用动量定理和激波论分析方法,推导出了横向喷入超音速主气流之内的等效体数学模型的弓形激波方程。给出了计算横向喷流气动干扰力的数学方法。该方法是一种近似理论方法,其结果与风洞试验数据很接近。给出的等效模型和弓形激波方程,对带有横向喷流的风洞试验设计是有益的。

飞行汽车布局与气动计算分析

飞行汽车作为工业发展的一种代表产物,是可在地面行驶,亦可在空中飞行的一种特殊装置,这类想法在汽车出现后不久就有人提出。在近几十年来,全球人口大幅增长,大城市交通设施负栽不断上升,交通拥堵成为了很多城市不可回避的问题。并且,随着制造技术的提高和新型材料的出现,更符合人们出行需求的飞行汽车将会出现。所以,在当今,飞行汽车不失为一种更有效的交通工具。该文作为飞行汽车设计的课题,在阅读参考文献的前提下,选取对飞行汽车性能起决定性作用的各个参数比如机翼性状、螺旋桨攻角、翼形布局。在确定各个设计参数后,进行三维建模。并对气动力进行分析和计算,同时对比不同设计的起降方案的油耗情况,选取较配合,然后使用仿真软件进行测试,将获得对应数据并导出,为飞行汽车模型的整体设计提供参考以及后期对整体性能的提高提供帮助。