气动计算软件集成系统后处理接口开发

研究了CGNS数据标准及其数据结构,采用Tecplot的可视化功能及其宏命令作为开发工具进行后处理接口的开发。接口实现了读入CGNS文件后区分物面、对称面,多窗口显示,绘制云图或等值线,计算给定参考值下的压力系数并将计算结果插入Tecplot数据中等功能。结果表明,后处理接口统一了数据的输出格式,实现了自动绘制,方便了计算结果的后处理和分析。

FLUENT软件的二次开发及其在火箭气动计算中的应用

针对火箭设计过程中的气动特性计算,在计算流体力学软件FLUENT的基础上进行二次开发,从后台启动FLUENT进程,生成参数文件,采用批处理功能自动控制计算过程,减少用户工作量,极大地提高了设计效率。以两种不同的火箭构型为例,计算了在攻角α=4,°Ma=0.4,0.6,0.8,1.0,1.2,2.0,4.0,6.0状态下的气动特性。给出了火箭升力系数、压心系数和阻力系数随马赫数的变化规律。计算结果与实验数据吻合良好,精度满足设计要求,计算的气动数据可以为火箭的初步设计提供参考和依据。

乘波体构型飞行器的高超声速测压实验研究

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°-、2°、0°、2°、4°、6°、8°。结果表明:该乘波体构型各部件气动性能良好。进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力。下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。

飞行器腹部空腔绕流的数值模拟

采用分块对接"O"网格技术,基于雷诺时均NS方程与两方程k-ε模型计算DLR-F6模型的三维粘性流场。模拟了三种几何构型在马赫数M=0.75、0.85、1.5、1.9下的流动情况。计算结果表明开空舱使升力减小,阻力增加;不同的空腔长深比气动特性变化不明显。

副翼偏转角对大展弦比机翼颤振特性的影响研究

以某飞机大展弦比机翼颤振风洞试验模型为例,对副翼偏转角变化导致的颤振问题进行了研究,给出了考虑舵面偏转效应的颤振分析方法,并通过试验加以验证。这些分析结论以及试验结果表明,副翼偏转角的变化在一定程度上会对大展弦比机翼的颤振特性产生重要影响,应当在飞机设计过程中予以考虑。