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。

新型双机身鸭式布局无人机气动特性

优化载重性能的气动布局设计是当前无人机研究重要方向,为提高物资运载能力和结构性能,基于连接翼、双机身、鸭式布局设计,提出一种新型双机身鸭式布局无人机,采用FLUENT详细研究了两种飞行速度下的升阻特性、压力云图、涡量分布等。研究结果表明,双机身鸭式布局无人机具有较高的升阻性能,速度提高时,升力系数增加而阻力系数减小,速度由30 m/s增加到60 m/s时,最大升力系数增加7.6%,升阻比增加4.8%;从表面压力云图看,升力主要贡献为前机翼、鸭翼和后机翼,失速迎角前后,后机翼未受前机翼和鸭翼气流干扰,提高了无人机的失速特性;巡航迎角状态的涡量较弱,仅在翼梢及部件连接处出现,失速迎角前后,翼梢、部件连接处涡系增强,且产生了干扰,机翼表面趋于分离。

Magnus效应旋转圆柱水动力性能分析

为研究Magnus效应旋转圆柱水动力性能,采用大涡模拟(LES)模型对Magnus效应旋转圆柱进行数值模拟,分析旋转圆柱的长径比、转速比、雷诺数对其升力及三维流场的影响,模拟旋转圆柱升阻力变化趋势和尾部流场涡的脱落过程。结果表明:当转速比大于1.5时,旋转圆柱的升阻比随长径比一直增加;升阻比随转速比的变化规律是以1.7为界先升后降;旋转圆柱脱落的旋涡轨迹与来流形成一定的夹角,且角度会随转速比逐渐增大;当转速比大于1.75时,卡门涡街消失,旋转圆柱尾涡长度逐渐缩短,最终只有圆柱上表面发生涡旋脱落,下表面的涡不再脱落,附着在圆柱表面;雷诺数会改变旋转圆柱尾部流场,使升阻比先增加,达到峰值后以相反趋势下降。

涡桨类无人机飞行试验参数计算分析研究

针对一种涡桨类无人机飞行试验,计算分析无人机飞行试验相关气动参数。结合无人机飞行试验参数,建立无人机发动机推力计算方法,进行无人机推力特性计算分析、升力系数计算分析、阻力系数计算分析、升阻比计算分析等,并与风洞试验值进行对比分析。研究内容和方法可为无人机改进设计提供依据,并可为其他无人机飞行试验气动特性参数分析提供理论指导和工程借鉴。

动量增升高升阻比飞行器横航向稳定性研究

考虑高超声速飞行器装填、防热及操稳等多约束条件下的实用化设计需求,提出一种新型下反式高升阻比滑翔飞行器气动布局。借鉴乘波体飞行器的高升力设计方法及动量增升原理,该新型飞行器采用下反式后掠翼构型,上表面为光滑倒圆“Λ”形设计,下表面为内凹的装填空间,为尽可能避免长时间超远距离高超声速飞行带来的防热负担,采用后缘体襟翼及体侧扩张方向舵面设计。采用数值计算方法对所提布局思路进行验证分析,计算结果表明:在飞行高度为40 km,Ma=10的条件下升阻比可以达到4.48左右,在一定迎角范围内均具备很高的气动效率,验证了所提布局的有效性。同时重点针对所提布局共性的横航向稳定性问题基于数值模拟方法探讨了3种不同优化改进方案的效果及可行性,并采用风洞试验对两侧翼梢V尾的控制方案进行横航向稳定性控制效果的试验验证,结果表明:采用两侧翼梢V尾的控制方案是实现横航向稳定性控制的较优方案。

四参数变弯度翼型的气动特性分析与优化设计

针对NACA 0012翼型,在马赫数为0.176的来流条件下,首先利用数值模拟研究了翼型前缘下弯角度、前缘偏转位置、后缘下弯角度和后缘偏转位置等因素对翼型气动性能的影响规律;其次,以升阻比为目标,上述4个因素为设计变量,利用神经网络建立升阻比与4个设计变量间的预测模型;然后,充分考虑优化精度和神经网络训练数据库的计算量,构造了一种翼型优化过程与神经网络预测耦合的迭代优化策略,基于该优化策略得到最优变弯度翼型构型。对比优化翼型和原始翼型,升阻比提高约22%,较大程度改善了翼型的气动特性;并且通过远场噪声分析,发现优化翼型表现出了较好的声学性能,在1000 Hz附近单音噪声最大可降低12 dB。

一种刚柔混合弦向变弯度机翼后缘设计

为实现机翼在驱动控制下实现弦向连续弯度变化,同时考虑材料变形能力,提出一种刚柔混合式变后缘翼型。通过对翼型中弧线进行几何分析,建立变弯度构型参数化模型,并以升阻比为优化目标,计算最优的刚性段下弯角度以及柔性段下弯曲线。利用计算流体力学计算,对比不同攻角下,刚柔混合偏转翼型和传统刚性偏转翼型的升力系数、升阻比等气动特性。以巡航时单位展长所要求升力为优化目标,分别求解低速巡航及降落两种工况下,两种不同后缘翼型的下弯角度及变形方式。对比两种下偏方式的压力分布、速度分布、气流分离位置等流场特性。根据优化构型制造刚柔混合式变后缘机翼模型,并进行变形能力测试。计算结果表明:刚柔混合后缘翼型在同等偏角下,具有更高的升力系数、升阻比,更优的气动特性;而在相同的飞行工况下,刚柔混合后缘翼型下偏角度要求更小,气流分离点更靠后,具有更高的气动效率。通过变形能力试验验证了柔性翼肋结构及蒙皮设计的合理性。

基于滑移网格的翼身融合水下滑翔机水动力性能研究

提高升阻比是实现水下滑翔机低功耗和远距离航行的重要手段之一。借鉴航空领域翼身融合布局具有的高升阻比特性,本文将其应用于水下滑翔机设计过程,并开展基于滑移网格的翼身融合布局水下滑翔机(blended-wing-body underwater glider,BWBUG)水动力性能研究。首先,开展约束模式下的数值仿真,并定量给出各水动力参数随攻角的变化规律,确定该水下滑翔机的最优航行攻角,探明最优攻角下BWBUG压力分布规律。然后,从压力分布、流线分布及升力分布规律三个角度,阐明翼身融合构型能够提升升阻比的原因。在研究过程中发现:翼稍涡存在会导致翼稍处压力骤变严重、流线紊乱形成涡流,阻碍BWBUG升阻比的提升。这也从侧面论证了BWBUG加装翼稍小翼的必要性。本文的研究可以为后期BWBUG的结构改进及外形优化提供参考。

堑尾翼型的表面结构设计及其气动性能的仿真探究

为解决传统翼型产生的边界层分离问题,提升机翼气动性能,本文基于NACA4412翼型提出了一种新翼型——堑尾翼,并在大量的仿真实验基础上证实,堑尾翼型具有比原翼型更优越的气动性能。本研究对不同形状、不同风速、不同攻角情形下堑尾翼型的升阻比增益倍数进行了系统讨论。研究数据表明,堑深为零、堑长约为翼型弦长1/3的堑尾翼型具有较优的气动性能,在中低速流场中堑尾翼最高可以得到1.6倍的升阻比增益倍数。因此,本研究可为中低速飞行器的翼型设计提供新的思路,在增大载荷的同时提高能源的利用率。

基于定常吸气的翼型动态失速特性研究

翼型动态失速过程易在吸力面产生大尺度涡脱落,导致发生失速造成气动性能急剧下降。采用滑移网格及SST k-ω湍流模型对S809翼型开展数值模拟,研究前缘定常吸气对其动态失速流动控制效果及气动特性的影响。结果表明:吸气可有效抑制动态失速涡脱落,增大翼型吸/压力面两侧压差,并提高其气动性能;距翼型前缘0.05c处进行定常吸气可获得最大平均升力系数,吸气位置靠近前缘时,修正阻力系数减小;当吸气动量系数为0.025、吸气距前缘0.15c时,修正升阻比在所研究攻角内较原始翼型提升最大;吸气耗能与吸气动量系数成正相关,且随吸气缝距前缘位置减小而增大。

不同变体方式下的巡飞导弹空气动力特性研究

变体巡飞导弹是一种很有发展潜力的新型导弹,可用于初段反导及反预警机(AWACS)作战等。为确保变体巡飞导弹满足任务所需的续航和高速突防要求,文中在参考了美国“战斧(BGM-109 Tomahawk)”巡航导弹部分参数的基础上,通过改进导弹的气动外形,设计并建立了巡飞导弹模型;在分析可能的变体方式基础上,着重从变后掠翼、折叠翼变体和伸缩翼变体3种方式进行了导弹外形设计,并利用Fluent软件仿真计算不同变体状态、不同飞行马赫数时的升阻比、升力系数和阻力系数,再用Tecplot软件对仿真结果进行后处理,从而直观分析不同变体方式的空气动力特性。通过对仿真计算数据进行综合比较,给出了3种变体方式导弹的使用建议,并提出了后续实物静力加载和风洞试验等研究内容,为变体巡飞导弹的设计与实现提供了参考依据。

缝道闭合门对多段翼型气动特性的影响研究

增升装置是飞机的重要部件,多段翼型则是增升装置的设计基础。为了改善多段翼型固定翼后缘处襟翼舱的分离,提升多段翼型的升阻特性,在固定翼后缘下壁面增加缝道闭合门装置,并对缝道闭合门及其偏转角度、转轴位置对多段翼型气动特性的影响进行了数值模拟研究。计算结果表明,小迎角范围内,在固定翼后缘下壁面增加缝道闭合门后,能够减少固定翼后缘襟翼舱的气流分离,最多可为多段翼型的升阻比带来1.9%的提升。多段翼型升阻比随缝道闭合门偏转角度、缝道闭合门转轴至襟翼前缘距离的增加呈先上升后下降的趋势。与无缝道闭合门构型相比,偏转角度为15°时,最多可为多段翼型升阻比带来4.9%的提升;转轴距襟翼前缘距离占弦长6%时,最多可为多段翼型升阻比带来7.4%的提升。

机翼扭转和副翼偏转横滚操纵比较研究

机翼扭转和经典副翼后缘偏转都是未来可能的智能机翼横滚操纵方案。采用Fluent仿真软件对扭转式机翼与经典副翼构型机翼进行了对比研究,主要分析两者在升阻性能、横滚操纵力矩、压力分布等方面的差异和特征规律,得到了扭转变形机翼相对副翼舵面的横滚操纵当量作用和气动优势。所设计的机翼方案由于扭转式机翼横滚操纵的机翼变形连续性以及所需扭转角度较小,易于保持流场的附着和稳定,所以达到相同横滚力矩系数,扭转式机翼所需扭转角度为副翼偏转角度的30%~50%左右,并且升阻比显著优于副翼式机翼,而且随着操纵角度增大优势更加明显,在大舵角操纵时扭转式机翼升阻比超过副翼式机翼约一倍。

射流襟翼对翼型气动特性影响研究

通过施加射流技术于翼型尾缘可有效提高风力机气动性能,达到与格尼襟翼相近的气动力提升效果。该文基于NACA0018翼型尾缘射流开展研究,采用计算流体动力学方法对比分析尾缘射流与传统格尼襟翼对其气动特性的影响,并考虑不同射流出口宽度对翼型气动性能提升效果。结果表明:尾缘射流可有效提升翼型气动性能,同时降低小攻角下的阻力系数,且随射流动量系数增加,降阻效果更明显;尾缘射流可有效降低格尼襟翼引入的阻力增量,提高翼型升阻比;当射流动量系数一定时,尾缘射流翼型升阻比与转矩系数随射流出口宽度增加而减小;当射流速度为常数时,随射流出口宽度增加,翼型气动特性有明显提高。

串列翼飞行器机翼耦合特性研究

串列翼飞行器由于其前后翼以及机身之间的相互干扰,气动特性复杂且难以预测。针对一款串列翼飞行器,以前后翼之间的垂直距离为变量,设计了五种气动布局,并使用CFD方法进行了数值模拟计算。通过对五种布局升阻特性与俯仰特性的比较及分析,发现前后翼垂直方向距离会显著影响整机升阻比、俯仰稳定性、气动中心位置以及压力中心位置。两翼间垂直方向上的距离越大,飞行器升阻比越高,且气动中心更加靠后。而在两翼间距离相同的情况下,前翼在下的布局拥有更高的升阻比,而前翼在上的布局拥有更好的俯仰静稳定性。