超声速、高超声速弧形翼气动特性数值研究

文中在马赫数（2．0～5．5）范围内进行了弧形翼的数值研究．主要分析了弧形翼在零攻角下产生升力的原因，并且研究了弧形翼曲率对升力的影响。采用有限体积法，MUSCL型三阶迎风格式对N—S方程进行求解，对弧形翼绕流进行了数值模拟．取得了较为满意的计算结果。

低速弧形翼气动性能实验研究

以5种不同弯度的弧形翼为研究对象，通过风洞实验方法，采用同步测压技术，建立弧形翼附面层压力场测试实验装置，测定5°～30°范围内典型来流攻角下叶片表面压力分布，分析翼型弯度对叶片升力的影响，研究弧形翼在低速运行时的气动性能。同时采用PIV技术，获取弧形翼附面层速度场。揭示低速时弧形翼模面层的流动分离和旋涡运动的规律，并探究弯度对弧形翼附面层流动转捩和分离的影响。

弧形翼的动态气动特性研究

对带弧形尾翼某导弹模型的实验研究表明 ,具有该种配置的导弹在以平衡攻角为中心俯仰振荡时 ,动稳定形态随来流马赫数 Ma∞ 变化 ,呈现非线性特点 ;亚音速时 ,稳定在平衡攻角状态 ;超音速时 ,存在临界马赫数 Macr,出现极限环运动。

弧形翼-身组合体绕流流场数值模拟及实验研究

为了研究标准技术协作计划(TTCP)弧形翼-身组合体的空气动力学特性,对其在超声速下的三维绕流流场进行了数值模拟。应用雷诺应力湍流模型和平流迎风劈裂法离散格式,对弧形翼-身组合体在Ma∈[2.0,5.5]范围内的超声速绕流流场结构进行了分析。计算分析了弧形翼-身组合体的各气动力系数随马赫数、攻角的变化规律。阐述了弧形翼在零攻角状态下产生自诱导滚转力矩的机理。利用超声速风洞进行了标准TTCP弧形翼-身组合体在Ma=3.0条件下的吹风实验。实验结果与数值模拟结果的计算误差小于10%,验证了所采用数值模拟方法的可信度。

弧形翼-身组合体零攻角流场的数值仿真研究

通过有限体积法和二阶迎风格式,对弧形翼-身组合体流场进行了数值仿真研究。研究结果给出了弧形翼气动特性随飞行马赫数[Ma=1.5～5.5]的变化,其静态稳定性的损失变化和滚转力矩系数的变化规律,且详细分析了弧形翼在零攻角下产生自诱导滚转力矩的原因。数值计算结果与国外的风洞实验结果进行比较,发现与JPL飞行实验有较好的吻合性。

弧形翼-身组合体空气动力特性的数值模拟研究

利用高精度TVD格式成功地完成了标准TTCP弧形翼 身组合体在马赫数为 0 .8～ 2 .36的湍流流场计算 ,通过对翼表面压力的积分求得自诱导转动力矩 ,与相应的风洞实验数据基本一致。流场的计算结果显示 :自诱导转动力矩的变化主要是由于翼前缘和翼后半部分产生的法向力的差异造成的。最后进行了不同翼形参数的弧形翼 身组合体湍流流场计算 ,发现翼前缘削尖角角度增大和翼弦长增大 ,使总法向力增大。

Spalart-Allmaras湍流模型在弧形翼超音速流场数值模拟中的应用

利用Spalart-Allmaras湍流模型对三角翼-身组合体绕流流场进行数值模拟,并与国外风洞试验数据进行比较,验证了此湍流模型在超音速复杂流动计算中的有效性.同时采用基于密度的隐式求解器,数值离散格式采用二阶迎风格式,对十字形布置的4片弧形尾翼弹超音速流场进行了数值模拟.数值模拟结果给出了弧形翼附近的流场结构,并对弧形翼凹凸表面的压力分布做了详细分析,得出了弧形翼在零攻角下产生升力的机理.

小迎角超音速弧形翼空气动力学特性研究

为了进一步研究弧形翼在小迎角超音速下的空气动力学特性,采用FLUENT软件对弧形翼的超音速三维绕流流场进行数值模拟。数值计算模型采用层流模型,离散格式为三阶MUSCL格式。计算来流马赫数取2.5～5.5,迎角取0°～8°。数值模拟结果给出了弧形翼流场激波波谱、表面压力分布等流场特性,重点分析零迎角下弧形翼产生升力的原因,得出了弧形翼在不同马赫数下,其升力系数、阻力系数随迎角变化的规律。

并行计算在弧形翼弹数值仿真中的应用

在以MPICH技术构建的局域网集群系统下,利用并行计算程序进行了超声速弧形翼-身组合体的三维绕流流场数值仿真,得到了弧形翼射弹的流场信息;并且通过对不同数量网格在集群不同结点数目下的计算结果进行分析比较,得出了加速比和并行效率随结点数目变化的规律,发现大规模网格在加速比和并行效率方面性能优越,更适合集群系统的并行计算,同时验证了此集群系统在数值仿真应用中的有效性和优越性,为进行大规模科学工程计算提供了技术支持。

基于CFD分析的弧形翼导弹气动外形优化

为探索将高精度CFD分析引入高超声速飞行器气动外形优化设计的可行性,以6°飞行攻角、6马赫飞行速度下的最大升阻比为目标,引入CFD分析计算气动性能,使用Nelder-Mead可变多面体搜索方法对高超声速弧形翼导弹进行了气动外形优化.计算结果表明,在满足弹翼安全性的条件下,优化外形比初始外形的升阻比有明显提高(约9.22%),同时阻力系数、弹翼展长和弹翼面积均有不同程度的降低.计算结果充分证明了优化设计的有效性和采用CFD分析的必要性.依据该文结果提出一种前掠弧形翼高超声速导弹气动布局方案.

基于风洞试验的圆弧形硬帆最佳攻角

由于风帆在什么攻角下对船舶产生的推力最大,且对船舶稳性的影响最小是衡量风帆性能的重要因素,因此对最佳风帆攻角进行研究,使控制系统准确地控制风帆,从而使风帆实现最佳的节能减排效果。通过对5种具有优良空气动力性能的圆弧形薄翼硬帆模型进行风洞试验,得到一系列的帆性能参数。通过对这些参数进行分析,得到圆弧形薄翼风帆最佳攻角的规律及风帆最佳操纵曲线,可为风帆的控制提供参考。

变壁厚翼片型材残余应力的控制

在实验及生产实践基础上,论述了火箭弹变壁厚翼片型材中残余应力的分布特点、数值范围、应力松弛对翼片变形的影响以及在生产过程中如何有效地减小和控制残余应力,以确保经长期储存后的火箭弹其翼片形状精度能够满足技术要求。

高精度迎风格式的射弹粘性绕流场数值模拟

应用四阶的MUSCLTVD格式 ,求解雷诺平均的N S方程 ,对超音速射流与弹体绕流流场和弧形翼的空气动力特性进行了数值模拟研究 ,计算结果与实验对比表明 。

翼缝改形对翼型流动分离控制影响

为提高风力机的风能利用率,基于数值模拟方法,以NACA0018翼型为基准翼型,在传统翼型翼缝基础上设计出双弧形翼缝,分析翼缝相对位置(x/c)及翼缝数量对翼型流场结构及升阻力特性的影响。结果表明:在翼缝相对宽度h为1.0%c时,翼缝位于翼型中部位置时翼型气动性能改善最优;当攻角α为20°时,双弧形单翼缝翼型翼缝相对位置x/c=0.5,最大升力系数较原始翼型提高约34.1%,最大升阻比提高4.64倍;当攻角α为22°时,多翼缝翼型相对位置(x/c=0.4-0.5-0.6)最大升力系数较原始翼型提高约44.8%,最大升阻比提高7.13倍;双弧形翼缝翼型失速攻角最大可延迟8°,双弧形翼缝可显著改善翼型在大攻角下的气动性能。