滑翔增程制导炮弹弹道特性分析与设计

滑翔增程制导炮弹与普通的舰炮相比,精度高,射程远,成本低,能够在对岸进行火力支援等方面发挥重要作用,是国家军队急需发展以应对现代化作战的重要制导武器。针对滑翔增程制导炮弹初始发射条件的选取和发动机点火时刻的设计,采用遍历性计算方法进行了分析,得到了最优发射条件和发动机点火时刻。以此为基础,采用最大最大升阻比法设计了增程弹道,仿真结果表明,以最大升阻比为原则的方案弹道结合选取适当的初始发射条件和发动机点火时刻,能够有效提高滑翔增程制导炮弹的射程,对于指导工程实践和作战运用具有重要意义。

亚临界雷诺数下串列双波浪锥柱绕流数值模拟

针对风力俘能结构布局问题,基于大涡模拟(LES)方法,在亚临界雷诺数下(Re=3900)研究有限长串列双波浪锥柱的升阻力特性及其流动结构随间距比的变化规律。结果表明:由于上游波浪锥柱的影响,下游波浪锥柱的脉动升力系数大幅增大,当间距比为3时,表面时均压力系数分布形式呈反向分布;随间距比增加,上游波浪锥柱尾流充分发展,并产生大量肋状涡撞击在下游波浪锥柱表面,下游波浪锥柱产生大的脉动升力,相较于单直圆柱提升约15.3倍,阻力系数降低约0.172。所得结果可为风力俘能结构布局提供有益参考。

迎风角对跳台滑雪运动员飞行气动性能影响的研究

以探究迎风角对跳台滑雪运动员与滑雪板组成的多体系统的飞行气动性能的影响为目的,采用CFD数值模拟方法,在风速为29 m/s情况下,研究了多体系统迎风角为15°、20°、25°、30°、35°、40°六种情况下的气动性能变化情况。并在保证跳台滑雪运动员姿态以及飞行速度不变的情况下,以多体系统的升阻比作为衡量标准,对迎风角对多体系统气动性能的影响情况进行了评估。研究得出:多体系统升阻比随迎风角的增大呈递减趋势,且不同迎风角之间多体系统升阻比差异较大。在多体系统迎风角取为15°时,整个多体系统的升阻比取得最大值,有利于运动员取得良好的气动性能。此外,迎风角对跳台滑雪运动员气动性能影响的研究可为运动员比赛技巧相关的训练提供一定的指导作用。

翼型尾缘开口对风力机叶片气动特性的影响

基于工程应用中翼型尾缘开口对风力机叶片气动特性的影响,文章建立了6.7 MW水平轴风力机动力学模型,采用CFD和BEM联合仿真的方法探究了翼型尾缘开口为0,0.1%c,0.3%c,0.5%c时对风力机叶片气动特性的影响。结果表明:随着尾缘开口的增加,翼型的升力系数、升阻比具有一定程度的增加;阻力系数在失速前几乎不变,失速后略微变化;翼型发生失速的角度为12°,不同开口翼型失速分离点的位置略向后缘移动。此外,在3-D湍流风作用下,大型叶片变形和轴向力均略微增大,发电量最大增加了0.88%。

翼身融合飞翼式水下滑翔机的水动力性能研究

本文依据翼身融合式飞行器的设计理念设计一种飞翼式水下滑翔机,及其主要设计参数。通过计算发现该飞翼式水下滑翔机较传统水下滑翔机拥有更大的升阻比,可达到15以上。流场分布结果显示飞翼式水下滑翔机在特定速度0.1 m/s、0.3 m/s和0.5 m/s下,机翼周围并未出现明显的流动分离,且机翼表面压力较大程度取决于攻角的大小。对比了不同雷诺数下的机翼表面涡脱落情况,发现随着攻角增大涡的脱落急剧增多,且翼梢小翼尾部涡脱落最为严重,极大影响滑翔机的水动力特性。

基于Fluent与Fensap-ice的AIAAC仿真

无人机机翼结冰严重限制了其操控性。基于Fluent与Fensap ice的数值模拟方法对某无人机机翼结冰过程进行耦合仿真计算,研究了结冰时长、飞行速度、MVD、LWC等结冰参数对翼型结冰过程的影响,并基于结冰后的二维翼型表面对其气动性能进行分析,发现随着结冰时长的增大、飞行速度的增加、MVD(水滴平均直径)与LWC(云层液态水含量)等参数的增大,飞机结冰对其气动特性的影响越来越恶劣,但结冰大小、气动性能变化程度与产生变化的原因不同。通过分析结冰前后的气动性能变化,可为不同环境下结冰状态选取以及防除冰装置的设计提供指导。

汽车尾翼对汽车稳定性的影响

为了研究汽车尾翼对气动性能的影响,借鉴某经典车型,建立了该三厢车的汽车模型,为其设计了3种不同的尾翼,并对3种不同翼型的汽车进行三维空气动力学数值计算。采用雷诺时均方程和RNG k-ε湍流模型进行模拟计算,并用SIMPLEC算法进行压力和速度耦合。最后利用经典计算理论进行对比分析,得出不同尾翼对汽车性能的影响以及产生其影响的原因,尾缘下翼面增厚能够提供较大的升力系数使轿车产生更大的行驶稳定性,尾缘上翼面增厚对升力系数影响尤为明显,尖尾缘翼型具有较大的升阻比,可以达到稳定性和燃油经济性兼顾的目的。

乘波飞行器构型方法研究

高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比“屏障”,而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文提出了一种变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行器构型.经数值计算与实验验证,与传统锥形流场生成的乘波体相比,该方法生成的乘波体不仪具有高升阻比,而且能为发动机提供所需的高温高压均匀来流.

基于转捩模型的风力机涡流发生器气动特性分析

加装涡流发生器有助于大型风力机叶片根部部位厚翼型表面边界层气流分离的控制。以安装涡流发生器的DU-W2-250叶片段为研究对象,采用?-Reθt转捩模型和SST湍流模型,从叶片表面的摩阻系数、法向速度型以及压力分布规律3个方面进行气动特性分析和比较,并与Delft的试验数据对比。研究结果表明转捩模型计算结果与试验值更加吻合,湍流模型的升力系数最大误差达21.3%,升阻比最大误差达51.8%。转捩模型可以准确捕捉叶片的转捩现象,在小迎角下转捩点发生在VGs下游,随着迎角增大转捩点向VGs上游过渡。在转捩效应的影响下,叶片近壁面流体具有高能量而使流速更高。转捩模型计算得到的叶片上表面压力系数高于湍流模型,在20°大攻角下更加明显。

考虑螺旋桨滑流影响的双发涡桨飞机气动特性研究

螺旋桨滑流与飞机其他部件之间存在着复杂的气动干扰,将对双发涡桨飞机的气动特性产生较为显著的影响。以双发涡桨飞机为研究对象,采用多重参考系滑移网格技术进行流场数值模拟,研究了不同拉力系数下螺旋桨滑流以及滑流区内尾翼法向位置对全机气动特性的影响。研究结果表明:螺旋桨滑流效应将增加全机升力和阻力,降低全机升阻比,并导致小迎角区域俯仰力矩不稳定;随着拉力系数的增加,全机最大升力系数可增加40%,阻力系数增加150%,升阻比可降低50%,小迎角俯仰力矩拐点可增加8°,静稳定裕度可降低30%;合理地下移尾翼法向位置,可有效地利用螺旋桨滑流的影响,改善其俯仰力矩特性。研究结果对双发涡桨飞机的总体气动设计具有一定的工程指导价值。

环境参数对小型风力发电机叶片覆冰特性及输出功率的影响

风力发电机叶片覆冰会影响风机气动性能,使其输出功率减少,但目前相关文献报道较少。为此,在大型多功能人工气候室内模拟不同覆冰环境,研究了环境温度、液态水含量(LWC)和风速对小型风力发电机叶片覆冰特性及输出功率的影响规律。结果表明:风力发电机叶片前缘和迎风面覆冰较多,前缘角状覆冰会导致其输出功率显著下降。经过相同时间的覆冰后,环境温度降低过程中,风机输出功率值先降低后升高,从而使得风机到达停机边缘所需覆冰时间呈先减少后增多的规律;LWC越高,风机输出功率越低,到达停机边缘所需覆冰时间越短;风速越大,风机输出功率越大,到达停机边缘所需时间越长。

带Gurney襟翼翼型改型的气动性能的数值研究

对NACA4424翼型及其对应的带有Gurney襟翼翼型修改后的翼型进行了数值计算,针对风力机应用,来流风速为2～16m/s,迎角为0°～20°;计算结果表明,在研究的所有条件下,修改后的钝尾缘翼型对流场有强烈的下洗作用,明显修改了翼型压力面和吸力面的压力分布,压力面压力更高,吸力面压力更低,因此翼型升力及升阻比均比翼型原型及单纯的Gurney襟翼翼型得到显著增加。

基于CST参数化方法的翼型气动优化设计

翼型参数化方法的优劣对最终优化设计结果有着非常重要的影响,它是决定优化设计效率和最终优化效果的关键因素。针对翼型外形的不同表达方式(分为翼型直接CST、扰动CST和中弧线叠加厚度分布CST等),分别发展了相应的CST参数化程序,并将其应用于翼型气动优化设计,研究几种不同参数化方式的优化结果和优化效率。RAE2822翼型单目标减阻优化设计的研究表明,基于CST的三种参数化方法和基于Hicks-Henne函数的参数化方法的减阻效果相当,但计算时间相差很大。在设计变量数相当的情况下,扰动CST方法和中弧线叠加厚度分布CST方法的设计效率高于直接CST参数化方法和Hicks-Henne参数化方法而中弧线叠加厚度分布CST的优化效率略高于扰动CST。DU93-w-210翼型单目标最大升阻比优化设计的研究进一步说明中弧线叠加厚度分布CST的优化效率略高于扰动CST。

进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究

对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动/不起动状态的依据。

电动式磁悬浮列车金属板轨道结构的研究

该文提出了一种新型的电动式磁悬浮列车的金属轨道方案,由多层相互绝缘的金属片取代传统的单层整体金属板轨道,进行了理论分析和实验研究,证明分层结构在不影响悬浮力大小的情况下能有效削弱电磁阻力,对提高磁悬浮系统的浮阻力比是有效的。

随机风场与升阻比误差对空空导弹可攻击区的敏感度研究

为研究随机风场和升阻比误差对空空导弹可攻击区的敏感度,基于某空空导弹模型与三维比例制导律以及随机风场模型等,通过大规模系统的导弹与目标对抗飞行轨迹仿真,迭代出了该空空导弹在各种(随机干扰)条件下的三维可攻击区.数值飞行仿真表明,随机风场和升阻比误差改变了空空导弹的可攻击区的形状和大小,这表明空空导弹的可攻击区对这些随机干扰具有较高的敏感度,当计算空空导弹的可攻击区时,必须考虑随机风场和升阻比误差,这具有明显的实际工程设计与空战应用的价值.

基于升阻比变化规律的再入高超声速滑翔飞行器轨迹预测算法

针对高超声速滑翔飞行器再入拉起后升阻比呈近线性增长的特点,提出一种基于升阻比变化规律的轨迹预测算法。首先对目标运动方程进行分析,发现轨迹预测算法的关键在于能否预测升阻比的大小;然后通过对目标进攻轨迹的仿真得到了升阻比呈近线性增长的规律,给出了升阻比变化函数的形式及拟合方式,并在此基础上设计了轨迹预测算法,最后通过仿真验证了算法的有效性。该算法对反助推-滑翔无动力跳跃飞行器指挥决策问题的研究具有重要意义。

带鸭舵滑翔增程炮弹方案弹道研究

为了获得鸭式气动布局滑翔增程炮弹的最佳滑翔效果,研究了相应的滑翔策略及其方案弹道特性问题。通过动力学分析建立了滑翔增程炮弹的各飞行段的弹道模型。由数值分析得到采用最大升阻比的滑翔策略可获得最佳滑翔增程效果。采用该弹道模型和最大升阻比滑翔方案,分析了滑翔起控点、火炮射角参数等对滑翔方案弹道特性的影响,通过计算给出了滑翔增程弹方案弹道的轨迹曲线、飞行速度变化规律曲线、方案攻角曲线和方案舵偏角输出曲线。研究结果可为滑翔增程炮弹的弹道设计提供理论依据。

新型宽速域高超声速飞行器气动特性研究

为设计一种新型宽速域滑翔飞行器,基于无粘锥导乘波设计理论,设计了Ma=4和Ma=8状态下的乘波构型,并将其进行"串联"拼接,得到一类新型宽速域乘波飞行器。采用数值模拟方法对此类飞行器的气动特性进行了研究,得到其流场特征和气动特性。结果表明,采用新型"串联"高超声速乘波飞行器,其气动性能在宽速域范围内比单马赫数条件下的乘波飞行器气动性能更优。"串联"乘波体的升阻比随马赫数的增加而变大,当Ma>8时,其气动特性变化不明显,最大升阻比接近3.2,在设计马赫数范围内,升阻比不低于2.6。升阻比随攻角的增加先变大后减小,在3°攻角时升阻比最大。在Ma=6时,基准模型-1的最大升阻比为4.714,"串联"乘波体的升阻比达到3.48。

尾缘襟翼缝隙大小对风力机翼型气动性能的影响

分离式尾缘襟翼在制造时不可避免留有缝隙,针对缝隙会对翼型气动性能产生影响,以S809翼型为研究对象,建立了三种缝隙的S809分离式尾缘襟翼模型及不带缝隙的整体式尾缘襟翼模型。分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构,缝隙大小分别为弦长的1‰、2‰、4‰。采用商用软件fluent对三种缝隙襟翼模型和无缝隙的襟翼模型进行多迎角下的升阻力特性数值计算,并对不同缝隙襟翼模型和无缝襟翼模型周边流场、流线及压力分布进行了分析比较。结果表明:缝隙的存在使带缝隙的翼型在一定迎角范围内升力系数降低,阻力系数增加;随着缝隙的增大,升力系数降低幅值增大,阻力系数增大幅值也增加;小迎角范围内,随着迎角的逐渐增大,缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小。缝隙为1‰c时,分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致,缝隙对翼型气动性能的影响很小,襟翼结构设计时可以作为设计参考参数。