上翘收缩型模型后体绕流特征与阻力相关性分析

运输机类模型后体通常具有上翘、收缩的外形特点,这种后体与传统平直型后体绕流之间存在显著差异,而目前国内对上翘收缩型后体绕流的研究主要集中于优化减阻方面,对该类后体流动特性、尾腔压力分布以及支架干扰影响认识较少,给风洞试验方案设计、模型阻力特性分析带来较大的困难。本文采用数值模拟与试验测试相结合的方法,研究上翘收缩型后体模型绕流特点,分析支架机构对模型尾腔压力的远场干扰影响,并基于数值计算结果分析了上翘角和收缩比对运输机后体绕流特性的影响,提出了一种基于后体底部压力的阻力相关性分析方法。

高亚声速运输机后体减阻措施研究

为了降低高亚声速运输机的阻力,改善飞机的气动性能,本文在某一典型运输机机身外形的基础上,研究了后体参数和涡流发生器对机身后体流场及阻力的影响。通过数值模拟计算,得出了不同外形的后体流态分布及阻力特性数据。结果表明,小的上翘角和收缩比、大的扁平度和长细比能够显著地减小压差阻力,而涡流发生器能够有效地减小摩擦阻力。该结果可为后续的型号研制提供参考。

大上翘角机身后体流动机理研究

通过对圆截面上翘 1 6°的后体的数值计算 ,研究了上翘后体的流动机理。结果表明 ,上翘后体引起横向流动 ,使横向逆压梯度增大、下表面边界层增厚 ,导致后体出现三维开式分离流动 ;由分离形成一对方向相反、强度相等的旋涡向下游拖至尾迹区 ;这种分离流动是导致大上翘角后体阻力增加的主要原因。

吸气式高超声速飞行器三维后体尾喷管优化设计

三维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升三维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种三维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、三维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-II多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管三维构型进行了多目标优化设计。优化后的三维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。

民机上翘后体绕流流型的实验研究

针对民机上翘后体绕流特性为研究目标,在D 1风洞应用油流显示、空间烟线显示、烟线/激光片光显示和测压等多种实验手段,着重研究在不同迎角下,上翘角对后体分离流型的影响。显示实验结果表明随着模型由负迎角向正迎角改变,后体流型按照物面油流图画的表现形式分为上主分离线流型、无主分离线流型和下主分离线流型,对应的空间涡系则称为下涡系、无涡系和上涡系。在相同的迎角下上翘角大的后体分离强于上翘角小的后体。上翘角的存在引起的后体局部迎角改变是上涡系和下涡系产生机理不同的根本原因。

大型飞机后体流动控制及减阻机理研究

通过数值模拟方法研究了大型飞机机身后体的流动特征和机理,并采用涡流发生器对机身后体流动分离进行控制,分析了其控制减阻的机理,讨论了不同参数对减阻效率的影响。计算结果表明:大型飞机机身后体流动分离是导致巡航阻力增加的一个重要因素;在后体底部附近安装涡流发生器,当来流迎角为负时减阻效果较明显,随着迎角的逐渐增大,减阻效果降低;涡流发生器的尺寸、周向距离、安装在机身后体上的前后位置、安装角度等参数对减阻效果具有显著影响。

喷管/飞行器后体一体化数值模拟

采用 NND格式 ,进行了喷管 /飞行器后体一体化数值模拟。分析了喷管膨胀比和外流马赫数对后体阻力的影响 ,通过和实验数据对比 ,表明本文发展的计算方法是可靠的 。

几何和流动参数对上翘后体阻力系数的影响

利用N S方程对 9个上翘后体模型进行了气动力计算 ,主要研究后体几何参数和流动参数对上翘后体阻力系数的影响 .研究结果表明 ,后体的压差阻力系数分别随上翘角、收缩比的增加及迎角的减小而明显增加 ;后体摩擦阻力系数分别随后体的长细比的增加和雷诺数的减小而增加 ;后体越扁平 ,其压差阻力系数越大 ;在跨音速时 ,波阻系数也与上翘角有关 ,上翘角增加会导致波阻系数进一步加大 .

运输机上翘后体侧鳍减阻技术研究

采用CFD方法研究运输机上翘后体的侧鳍减阻技术。研究了侧鳍安装角、长度及厚度等几何参数对减阻效果的影响,探索了侧鳍减阻的流动机理。研究结果表明:侧鳍通过对上翘后体流动的疏导与整流作用显著减小了机身阻力。同时,给出了侧鳍几何参数的影响规律和设计原则。

机身上翘后体绕流与阻力分析

基于N S方程数值计算研究了九个机身上翘后体在零迎角、高亚音速时的绕流与其阻力之间的关系。结果表明,后体在零迎角时存在三种流型:附着流型、分离涡流型和底部分离流型;影响阻力最大的几何参数是后体收缩比,其次是上翘角;收缩比ηA较大时(如ηA≥0.5),会产生很大的底阻;上翘角增加则使压差阻力迅速增大。当收缩比ηA减小时(即尾部较尖)使底部分离引起的粘性压差阻力大大减小,从而可实现最小的后体阻力。因此,首先选择较小的ηA排除底部绕流分离流型的出现、再选择适中的上翘角是上翘后体设计的一项重要原则。

高超声速飞行器后体/尾喷管优化设计

结合试验设计方法、替代模型技术和遗传算法构建一套改进的优化方法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计.在构建优化方法时,针对替代模型采用渐近全局策略提高精度;针对遗传算法,采用实数编码、多目标定级排序和改进小生境技术.在后体/尾喷管的一体化设计应用中,结合高精度的计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)求解,以两个设计点的推力和升力为目标,以力矩为约束,得到优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果在综合性能方面有很大提升.该优化方法可进一步推广应用于更复杂的优化设计当中.

高超声速飞行器后体喷管设计

为得到二维高超声速飞行器后体喷管优化型面,建立了基于N-S方程的二维后体喷管设计模型,分别对内部喷管长度和上壁型面进行设计,得到了后体喷管优化设计外形,并将结果与Edwards提供的基准进行比较,表明改进了后体喷管的推进性能.

高超声速飞行器后体/尾喷管一体化设计

采用实数编码、小生境技术、稳态复制策略、多目标定级排序技术,改进了标准遗传算法,建立了多目标遗传算法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计,以尾喷管的推力、升力和附加俯仰力矩系数为性能目标,得到了优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果显示了设计变量与性能目标之间的关系,并提出了建议的外形方案。该优化算法可进一步推广应用于包含更加精确的流动模型的优化设计当中。

民机后体试验技术研究

笔者给出了民机后体在低速风洞进行试验的一种新的和实用的试验方法。对试验设备、模型设计、支撑方式、天平的选择和角度控制精度等均进行了介绍,对试验方法和数据处理也给出了具体要求。 在民机后体试验技术研究中,采用多种不同后体形状和有无尾翼模型进行试验。从试验结果可以看出不同后体阻力系数微小差别,可满足民机后体研制需求。

机身后体装置对阻力的影响

1.引言 切尾运输机的机身后体阻力在总阻力中所占的比例仅次于表面摩阻及诱导阻力。机身后体附近的绕流不仅影响飞机的阻力,而且对空中投放及空中加油也有很大的影响。过去的研究得出底部附加隔板(减阻片)可起到减阻作用。现除了对减阻片的几何尺寸和安装位置需进行优化外,还需探索平尾上附加隔板以及后体台阶的减阻效果,以扩展减阻方案。

跨音速运输机机身后体对航向静稳定性影响研究

采用课题组开发的CFD数值计算软件分别研究了跨音速上单翼布局运输飞机机身后体对航向静稳定导数的影响。研究过程中选择了两种后体构型型面:圆型面和立椭圆型面,分别对其气动力特性进行了计算分析。结果表明:圆型面后体的机身提供的航向静不稳定导数比立椭圆型面后体的机身提供的航向静不稳定导数大17.5%。

基于ANSYS的变速箱后体铸件应力场有限元模拟

铸造过程热应力分析对于优化铸件工艺,研究铸件凝固冷却过程中温度变化和应力变化,提高铸件质量有重要作用。本文应用ANSYS软件对形状复杂的汽车变速箱后体铸件的凝固冷却过程的温度场、应力场进行了数值模拟,分析了汽车变速箱后体铸件凝固冷却过程中热应力的大小、分布状态和应力集中区域。结果表明,随着冷却过程的进行,后体铸件轮廓边缘和尺寸形状发生变化的位置处应力较为集中,应力值较大。

圆柱型后体对圆锥垂直入水空泡的影响

基于VOF(Volume of Fluid)方法和有限体积法求解气、水两相流动的RANS方程,并结合动网格技术,对带圆柱后体的圆锥垂直入水空泡进行了数值研究.将球体垂直入水早期空泡形态的数值计算结果与A·May的理想空泡模型拟合结果进行对比分析,二者具有较好的一致性,验证了数值计算方法的有效性.在此基础之上,进一步研究了带圆柱后体的模型垂直入水空泡生成过程,分析了有、无圆柱后体和不同后体长度对匀速垂直入水空泡的影响.给出了不同长度后体匀速垂直入水空泡内部流场的分布,以及后体对匀速垂直入水空泡闭合和空泡最大直径等的影响和表面闭合时间的影响规律.

轴对称喷气式飞机后体减阻优化设计

本文通过数值计算二维轴对称雷诺平均N-S方程,采用-ωSST模型对喷气飞机后体—尾喷管的内外场进行冷态数值模拟,运用遗传算法以后体阻力系数为设计目标,在飞行马赫数Ma∞=0.6的情况下,对后体外形进行优化设计。将计算结果与实验结果进行对比,验证了在特定后体外形条件下,喷流参数变化对飞机气动性能的影响。同时,计算结果也表明优化外形能够保证后体流动不发生分离,从而降低了后体阻力。

民用飞机机身后体端板阻力特性研究

对于大型民用飞机,机身后体的阻力对全机阻力特性影响较大。为减小后体阻力,目前大多数民机在设计时重点研究后体参数(如上翘角、扁平度、长细比、收缩比等)对阻力特性的影响,但由于后体流场极为复杂,后体参数的设计并不能明显改善机身后体的气流分离现象。针对机身后体流场气流分离的特点,提出了一种在机身后体加装端板的方法,通过后体端板产生的旋涡达到改善机身后体气流分离的目的。结果表明:改进方法能有效地改善后体流场特性,优化机身后体气动性能。