排式充气机翼的高效气动布局研究

为了提高充气机翼的刚度特性,需要采用较大厚度的翼型,但厚翼型气动效率整体上又不太高。探讨一种适用于低速充气类飞行器的排式双翼布局方案,并尝试给予后翼一定的初始安装偏转角,同时还研究了双翼相对位置以及翼型特性对该排式双翼布局方案的影响。数值模拟结果表明,后翼前缘驻点附近的高压区增大了前翼下表面的压力,使此种布局较普通单翼布局在中小迎角范围内可以明显提高飞行器的升力和升阻比,其中迎角4°时可将升阻比提高62.8%,而给后翼2°的偏转角可使将升阻比提高幅度达到70.5%。同时,双翼相对位置对飞行器气动性能的影响较为敏感。此外,翼型厚度越大,弯度越小,所提出的排式双翼布局方案提高升阻比的效果越明显。综合效果来看,文中探讨的布局可为充气飞机的设计提供一个新思路。

基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究

针对超音速飞行器在飞行过程中要承受的强激波带来的不利波阻,本文与传统单翼进行对比,分析了Busemann超音速双翼构型的减阻原理并充分利用了双翼间激波膨胀波的有利干涉和机翼厚度减小所带来的激波减弱效应。以常规气动布局的超音速导弹为研究对象,数值计算结果表明:设计巡航条件下,来流马赫数为2.5时,采用新型双翼气动布局能够使波阻减小42%。同时,为了消除非设计马赫数下Busemann双翼构型的壅塞问题,本文探索了一种转折变形翼面技术,计算结果表明:通过控制机翼前缘入口处和最大厚度处的面积比,该方案在非设计条件下能够基本消除阻力剧增问题。此外,在Busemann双翼基础上改进的上下翼非对称的超音速双翼构型可进一步改善实际有升力飞行条件下模型的气动性能,将所计算导弹模型巡航状态的升阻比提高了22%。综合以上结果表明,本文介绍的减阻技术可以为超声速导弹的研制和发展提供新的设计思路。

一种新型垂尾抖振抑制方法实验研究

现代高性能三角翼/双垂尾布局战斗机的垂尾结构普遍受到严重的非定常抖振载荷的困扰。根据自诱导理论提出了一种新型的垂尾抖振抑制方法,利用机头处的静态或振动式硬质鼓包,使三角翼前缘涡涡核弯曲、扭转,从而改变前缘涡的轨迹,延缓涡的破裂,减弱前缘涡破裂尾迹在垂尾周围流场处的脉动强度,以达到抑制垂尾抖振的目的。在西北工业大学低湍流度风洞实验室进行了风洞实验,实验所用模型为一个铝制的全机模型,该模型由一个70°大后掠的三角翼,以及两个31°后掠的垂尾组成。风洞内实验段的风速为10m/s以及20m/s,迎角范围为20°~50°。实验目的是测量机头处的静态或振动式球形鼓包对垂尾抖振的抑制效果。在尾翼根部两侧粘贴有半桥连接的应变片,用以测量尾翼根部的应变,以此应变作为尾翼抖振强度的衡量标准。实验结果表明,不论是静态的还是振动式的鼓包都不同程度地减缓垂尾的抖振响应,振动式鼓包对垂尾的抖振抑制效果与鼓包的振动频率有关。某一侧的鼓包仅对该侧的垂尾抖振有抑制效果,它不影响另一侧垂尾的抖振响应。频谱分析的结果表明,鼓包在抑制垂尾抖振的同时并没有改变垂尾振动的主频。

新型目标压力分布下的Licher双翼反设计方法研究

为了提高超声速气动构型的升阻比,减小激波阻力,使用反设计方法结合CFD技术优化Licher双翼,实际算例表明,来流马赫数1.7,无粘情况下只需迭代15步即可得到优化结果,优化后翼型波阻可减小25.5%,升阻比提高30.5%。随后依据翼型目标压力分布这一反设计关键点,分析了非零迎角下翼型各边的受力情况,指出了原目标压力分布的不足,并提出了一种新的阶梯形目标压力分布形式,该方法的优化结果可使升阻比提高49.8%。此外基于NS方程的优化结果表明,原目标压力分布的优化效果被削弱,升阻比仅能提高17%,而新目标压力分布的优化结果受到的影响较小,升阻比仍可提高49.2%,说明在考虑流动粘性特征时,阶梯形目标压力分布形式更具实用价值。

基于CFD/CSD耦合的充气机翼静气动弹性研究

充气机翼的抗弯和抗扭能力较差,在一定的飞行条件下可能会出现较大程度的弹性变形。本文采用CFD/CSD 耦合的方法对不同厚度翼型的单翼和排翼布局的充气机翼静气动弹性特性进行了数值计算,结果表明:采用较薄翼型的单翼比厚翼有比较大的静变形,同时气动力也有比较明显的变化;排翼布局的前翼较单翼布局会有比较大的静变形,后翼变形则不明显,从而导致双翼相对位置偏离设计点,不利于排翼气动性能的提高。

不同迎角下脊形前体绕流数值模拟研究

脊形前体有较强的背风涡流场,不同的前体形状对前体涡流场和气动力有很大的影响。本文针对脊形前体飞行器大迎角湍流大分离流动计算的困难,采用IDDES混合湍流模型,以及与之匹配的非定常算法,研究了不同来流迎角下脊形前体的气动特性,以及背风涡非定常演化、破裂的细致流动结构。选取了不同脊形角,以及不同上、下高宽比的脊形前体进行计算。计算结果表明,在迎角较小时,随着迎角的增大,前体主涡会逐渐增强,在迎角较大时,前体主涡破裂;在相同迎角下,脊形角较小时,前体涡较强,涡升力也更大;对于相同脊形角的前体,当上半截面高宽比较小时,前体主涡强度较大,前体涡破裂临界迎角较小,即会提前破裂。

吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。

一种提高载重量的新型气动布局设计研究

为了兼顾大载重飞机的气动性能和结构特性,针对刚度特性较好的厚翼型提出和发展了一种新型气动布局形式,在有限的翼展限制下,通过多排翼的设计思路,提高主机翼的升力性能。数值模拟结果表明,采用新的气动布局后,与传统较薄机翼的单翼布局比较,升力特性可普遍提高50%左右。通过加装偏转角、缩小后翼弦长等进一步优化,升阻比性能也优于传统薄翼,从而表明所提出的设计方案对大载重飞机的设计和发展具有重要的参考价值。

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。

基于RANS/LES混合方法的分离流动模拟

飞行器在大迎角、快速俯仰机动时,流场中含有大尺度、非定常的涡结构,传统雷诺平均Navier-Stokes(RANS)模型不能准确模拟流场结构,根据国际上相关研究的发展趋势,需要采用混合RANS/大涡模拟(LES)模型来对复杂分离流动进行准确模拟。本文对基于分区混合与湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型进行发展与应用。通过典型简化模型的静、动态湍流大分离流动,测试和验证所采用的脱体涡模拟(DES)类方法,重点研究改进的延迟DES(IDDES)模型在动态问题应用中的正确性和有效性,并对所采用的数值模拟方法和相应的计算软件的可靠性、鲁棒性以及精度进行了考核验证。典型算例包括超声速圆柱底部流动、跨声速方腔流动、NACA0015机翼深失速分离涡模拟等。计算表明:发展的IDDES类混合计算模型可有效解决对数层不匹配的问题;对于定态非定常分离流动,DES、DDES、IDDES等模型计算结果差别不大,随着流动的非定常特性增强,IDDES模型的优势逐渐显现;对于动态非定常分离流动,则需要采用IDDES类模型。

基于自适应笛卡尔网格的飞翼布局流动模拟

小展弦比飞翼布局具有较好的隐身和气动性能,是未来战机的先进布局。对飞翼飞机进行CFD数值模拟时,其全翼式设计使得高质量贴体网格的生成存在一定的难度。相比之下,自适应笛卡尔网格方法具有自动化和高质量兼顾的优势。本文对自适应笛卡尔网格技术进行发展,并开展小展弦比飞翼布局的数值仿真研究。采用全线程树笛卡尔网格数据结构,结合改进后的网格单元类型判断方法,以及基于几何特征和流场解特征的自适应方法,并通过虚拟层技术优化近壁网格,发展了高效、鲁棒、高质量的三维自适应笛卡尔网格生成技术;对于非贴体物面边界的处理,发展了基于浸入边界方法思想的虚拟单元重构技术,构造了高保真的非贴体笛卡尔网格边界条件;针对黏性流动控制方程,发展了笛卡尔网格框架下的数值离散方法,建立了适用于自适应笛卡尔网格的Navier-Stokes方程数值求解器;基于上述工作,开展了自适应笛卡尔网格技术在小展弦比飞翼布局低速流动问题中的应用研究,证明了本文所发展的技术方法的可靠性,并探究了自适应技术对于流场特征和气动力特性的影响作用。

考虑弹性效应的乘波体纵向动力学特性研究

为满足长航程及高速飞行需求,乘波体外形越来越趋于扁平化、细长化,导致其在气动载荷作用下会出现显著的气动弹性效应。通过计算流体力学/计算结构力学/刚体动力学(CFD/CSD/RBD)耦合方法求解流动控制方程和飞行动力学方程,系统研究了不同结构刚度和来流条件下弹性效应对乘波体配平特性和动力学稳定性的影响。研究结果表明:随着结构刚度降低,乘波体配平迎角增大,配平升阻比下降,其主因是弹性变形导致气动中心前移,静稳定性降低;来流马赫数和结构变形对乘波体静稳定性的作用效果相反,且后者的减弱效果占主导作用;整体而言,刚弹耦合效应使乘波体俯仰动稳定性下降,且不同刚度下俯仰动导数随来流马赫数的变化趋势也不相同。

基于全线程树数据结构的笛卡尔网格高效生成技术

笛卡尔网格方法具有易于自适应、自动化程度高、网格质量好等优势。由于其非贴体特性,在处理复杂构型或者复杂流动问题时候往往存在网格量过大的问题,不容忽视。笛卡尔网格生成的效率直接影响了整个计算周期的长短,有必要发展高效的生成技术。对于笛卡尔网格而言,决定网格生成效率的关键在于网格数据结构,其直接影响计算量和存储量。针对三维构型进行笛卡尔网格生成,发展了邻居查询更快捷、内存利用率更高的全线程树数据结构,并在本文的方法框架下进行了适应性应用和改进。同时,为了高效地判断网格单元类型,构建了物面单元的快速检索方式,并引入了染色方法,进一步提高网格生成效率。还提出了一种鲁棒的奇异性检测算法,保证网格单元类型判断的鲁棒性。在流场解自适应方面,采用的是速度散度和旋度相结合的三维判据,以保证对于多种流动特征的捕捉能力。通过圆球、导弹、翼身组合体、机翼-副翼等算例进行了考核验证,经对比,网格自适应位置与理论解吻合较好,且网格单元生成耗时短、平均耗时受物面网格分布影响小,证明了方法的可靠和高效性。