一种新型组合翼地面效应气动特性数值研究

机翼构型是影响地效飞行器性能的重要参数,提出了一种新构型的组合翼,使用计算流体力学方法(CFD)并选择Realizable k-ε湍流模型来模拟机翼表面周围区域的流动结构。通过将具有NACA6409翼型的矩形翼的气动特性计算结果与实验结果进行对比,验证了数值模拟方法的准确性。对组合翼在地面效应下的气动特性进行数值模拟,研究了攻角和离地高度对气动特性的影响,并与矩形翼进行了对比分析。结果表明,组合翼的气动性能相比矩形翼有一定的提升,主要集中在阻力的降低与升阻比的提高上,且在低离地高度和大攻角下提升明显;组合翼具有更大的湍流动能,然而吸力效应小于矩形翼,尾缘气流分离的程度更大;该研究为高性能地效飞行器机翼构型设计提供了参考依据。

超大型组合翼伞与超大型连续翼伞的气动性能对比分析

随着航天回收系统应用需求越来越广,回收物质量也越来越大,对翼伞面积的要求越来越高,超大型翼伞开始受到广泛的关注,然而目前国内外对超大型翼伞的研究较少。对此,文章以超大型连续翼伞和超大型组合翼伞为研究对象,分别对其进行物理建模。采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)的方法,基于k-epsilon湍流模型,分别计算在无下拉、单侧下拉、双侧下拉时超大型连续伞和超大型组合伞的气动特性。研究发现,超大型组合伞在组合处有很明显的气流补充,可以减缓流动分离的情况,增大失速迎角,更适合大攻角的飞行任务,适用范围更广。研究成果可以为以后超大型翼伞的选型提供一定的参考。

超大型组合翼伞开伞性能研究

为深入了解超大型组合翼伞与连续翼伞开伞过程的差异,文章通过数值模拟计算对超大型组合翼伞和连续翼伞的开伞性能进行了对比研究。首先,基于自由曲面变形(Free-Form-Deformation,FFD)理论建立了超大型翼伞的展向折叠模型,然后应用任意拉格朗日-欧拉(ArbitraryLagrange-Euler,ALE)方法对翼伞折叠模型进行了充气过程的流固耦合仿真计算。分析了超大型组合翼伞和连续翼伞充气过程中的伞衣外形、伞衣应力和气室充气规律,深入对比了超大型组合翼伞和连续翼伞的充满时间和开伞动载。研究表明,连续翼伞和组合翼伞的开伞性能差异很小,两者的充满时间相差不大,组合翼伞展开效果更好,动载之差在5%左右。与连续翼伞相比,组合翼伞更易于制造和使用。研究将为超大型翼伞的设计优化提供一定的参考。

潜艇组合翼舵的水动力非线性特性研究

潜艇尾操纵面形式上类似船用襟翼舵,但实际上是一种不同的组合翼舵。由于前段固定翼尾流的影响,组合翼舵在小舵角时舵力可能出现非线性特征。本文设计了两个二维的组合翼舵,并采用CFD方法进行了比较分析。结果表明:某些情况下(如文中的算例二),小舵角时的舵力非线性特性非常显著,舵力不仅不能简单地采用线性方程来表述,而且还应该加密试验测点,才能合理地描述舵力随舵角的变化规律。文中给出的定量结果还有待于物理模型试验的验证,但本研究所揭示的现象值得在今后的物理模型试验研究中予以关注。

地效翼艇三维组合翼气动特性计算分析

地效翼布局和翼型选择在很大程度上决定地效翼艇的性能和效能,对地效翼艇的设计至关重要。文章根据地效翼布局和翼型的特点,采用基于升力面理论的镜像法计算三维组合地效翼和简单地效翼在地效区和超出地效区的纵向气动特性参数,分析布局型式和外形参数对地效翼气动特性的影响。得到的组合翼在地效区内外比简单地效翼具有更好的升阻特性的结果,表明组合翼布局适合于掠海高飞型地效翼艇,研究也为地效翼布局型式、外形参数选择以及吹风模型制作提供了依据。

组合翼扰流元件的传热特性研究

本文通过数值模拟研究了Re=500~1 500范围内,矩形通道内组合翼涡旋发生器的流动传热特性.研究了两种布置方式,组合翼的间距、旋转角度对换热的影响,并和光滑通道进行了对比.结果表明:添加组合翼换热效果得到显著提高,通道内Nu最大提高了45%.增大间距,Case1的组合翼方式的换热优于Case2的布置方式.增大角度,Case1在0°时换热最好,在60°时换热最差;Case2在15°时换热最差,60°是换热最好.对于Case1的布置方式,组合翼间距为0 mm,旋转角度为0°时换热效果最好;对于Case2的布置方式,组合翼间距为2 mm,旋转角度为60°时换热效果最优.

基于风洞试验的组合翼伞气动特性研究

以组合翼伞气动特性为研究对象,通过开展8 m×6 m直流开口式风洞试验对组合翼伞气动特性开展试验研究。对组合翼伞进行风洞试验气动特性研究,通过光测系统获取稳定状态下组合翼伞实际迎角,六分量天平测试系统获取气动力(矩),得到不同迎角下组合翼伞的气动力(矩)数据。通过本次试验探索柔性翼伞风洞试验方法,积累组合翼伞真实试验气动数据,研究组合翼伞气动特性,为超大型翼伞仿真和设计提供理论支撑。

带稳定翼四斜叶-Rushton组合桨搅拌釜内传热性能

基于计算流体力学(CFD)模拟与传热实验相结合的方法,对带稳定翼四斜叶-Rushton组合桨在内加热盘管搅拌釜的传热性能进行研究,获得搅拌釜内的流场分布、温度分布、温度边界层和盘管外侧的努塞尔数。研究表明,实验与数值模拟的温度误差在4K以内。搅拌釜内高温区位于盘管处循环大涡流区,釜内最大温差保持在3K以内。稳定翼可提高流体轴向循环性能,能够使搅拌釜内温度分布更加均匀。内盘管外侧XZ平面和YZ平面的平均温度边界层厚度分别为3.01mm和2.70mm。通过实验与数值模拟方法得到不同因素对内盘管外侧努塞尔数的影响,其顺序为:搅拌介质黏度>搅拌转速>桨叶间距>离底距离,实验与模拟的努塞尔数最大误差为14.56%,最小误差为4.23%,实验结果很好地验证了数值模拟的可行性。研究结果可为带稳定翼四斜叶-Rushton组合桨应用于实际工业中提供参考。

带稳定翼四斜叶-Rushton组合桨釜内转速对流场的影响

利用计算流体力学(CFD)对带稳定翼四斜叶-Rushton组合桨釜内流场进行数值模拟,分析了不同转速下釜内流型、速度场、湍动能的变化规律。研究结果表明:搅拌器转速显著影响釜内流场和湍动能的分布,转速N=110 r/min时,釜内流型为径向流,稳定翼的切割推流作用表现明显,在釜内组合桨中间区域形成了一个高速涡旋,釜内流型为最佳流型;在该转速条件下釜内低速区趋近消失,速度分布合理;此时釜内上部和釜底的湍动能分层消失,釜内流体整体湍动程度较高,混合效果明显增强。

基于结构网格的栅格翼子弹翼身组合体气动特性

对于不同结构形式的栅格翼,采用了分块结构网格生成策略,通过求解N-S方程对栅格翼子弹翼身组合体的亚声速和跨声速绕流流场进行了数值模拟,获得了栅格翼子弹翼身组合体在不同类型尾翼影响下的亚声速和跨声速气动特性,并与刀形翼子弹翼身组合体的气动特性进行了对比。计算结果表明:栅格翼子弹翼身组合体的飞行稳定性和法向力特性优于刀形翼子弹翼身组合体,其中斜置栅格翼模型的飞行稳定性和法向力特性均为最优;栅格翼子弹翼身组合体的轴向力系数大于刀形翼子弹翼身组合体,斜置栅格翼模型轴向力最大。

两种湍流模型在高速旋转翼身组合弹箭中的对比研究

弹箭设计、弹道计算和稳定性研究都需要准确预测旋转弹箭的马格努斯力和力矩,国内针对旋转弹箭气动特性的数值模拟工作集中在旋成体上,对带翼外形进行完全时间相关的非定常研究鲜有见到;国外虽然有对带翼外形开展研究,但以验证方法为主,对湍流模型在复杂外形弹箭旋转中的研究未曾见到.采用完全时间相关的非定常N-S方程,对带翼弹箭开展计算,对比了一方程SA(Spalart-Allmaras)湍流模型和两方程k-ωSST(shear-stress-transport)湍流模型对马格努斯效应产生的影响,并分析了旋转导致的边界层和涡非对称畸变,以及周向压力分布和剪切应力分布非对称畸变.结果表明:旋转引起的物面流场参数变化主要体现在弹体中后部,SA和SST湍流模型预测的全弹马格努斯特性与阿诺德工程发展中心(Arnold Engineering Development Center,AEDC)实验及陆军研究实验室(Army Research Laboratory,ARL)的计算结果一致性很好,对动导数而言两湍流模型计算精度相当.两湍流模型计算的弹体左侧流场参数差异比右侧大,分析认为正向旋转使左侧壁面速度方向与来流速度相反,相互阻碍使气流脉动效应更强.壁面附近湍流黏性系数SA结果大于SST结果,y=0截面物面压力SA结果小于SST结果、最大相差6%,摩阻系数SA结果大于SST结果、最大相差35%.SA对旋转产生的分离抑制作用强于SST.

DLR-F6翼身组合体数值计算

使用自行研制的混合网格亚跨超声速流场解算器程序MFlow计算了AIAA第三届阻力会议提供的DLR-F6及其带整流装置FX2B情况下的阻力。重点分析了两者的网格收敛特性、阻力极曲线以及压力分布等,并与阻力会议的各个软件的计算结果进行比较。详细分析了DLR-F6翼身结合处后缘附近网格精度对分离气泡计算的影响。计算结果表明,MFlow程序的计算精度与国外软件相近,能够为阻力计算提供比较精确的结果。

DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算

采用美国航空航天学会阻力测试小组提供的多块对接网格,结合Spalart-Allmaras、Wilcox’sk-ω和Menter’s k-ω SST三种湍流模型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程、数值模拟DLR-F6翼身组合体的流场来研究阻力计算精度,考查网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响.结果表明:三种湍流模型得到的机翼表面压力系数分布与实验数据吻合良好,气动力随攻角的变化趋势与实验结果一致;Spalart-Allmaras模型得到了网格收敛结果,所得阻力优于其他软件的结果;网格密度对阻力有影响,对机翼表面压力系数分布无明显影响;湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对升力影响较小,对阻力(尤其是摩擦阻力)影响显著,对翼根处的流动分离有一定影响;在跨声速流动中,Menter’s k-ω SST模型的结果最接近实验数据.

翼身组合弹箭马格努斯效应数值模拟研究

为研究翼身组合弹箭马格努斯特性及产生机理,采用完全时间相关的非定常N-S方程,对带翼弹箭在高速旋转状态下的绕流场进行数值模拟,得到马格努斯力和力矩系数随攻角变化的规律,所得结果与阿诺德工程发展中心（AEDC）试验及陆军研究实验室（ARL）计算结果吻合很好。分析表明压力差是产生马格努斯力的主因,切应力产生的马格努斯力只占压力产生马格努斯力的1%;弹身马格努斯力除α=40°外皆为负,舵马格努斯力始终为正;α=5°～30°每个舵的马格努斯力不是正弦变化规律,但合力呈现正弦变化规律。

带副翼的翼身组合体的数值模拟

利用NUMECA公司的FINE软件对带副翼的翼身组合体进行数值模拟,在副翼和主翼的两个交界面分别形成结构化网格,利用FINE中的FNMB功能进行计算。通过与文献中此类工作的对比,认为FINE软件完成网格自动拼接是行之有效的。用不同网格数进行验算分别得到文献[1]和文献[2]的压力曲线,由此证明两者的区别源于网格数的不同。

一种翼身组合体的气动设计及优化(英文)

翼身组合体具有较高的升阻比,可进行较大范围的机动,而且还可以提高落点精度、扩大再入走廊、降低热流峰值并降低过载。采用模线设计方法设计横截面控制点,借鉴航天飞机气动力工程计算方法发展了一套可以预估翼身组合体飞行器纵横向气动力的工程计算方法。提出并建立了翼身组合体飞行器的优化设计模型并进行了计算,获得了带后掠下反翼的翼身组合体优化方案。本方案在5°攻角时升阻比可达6.5,并给出了飞行器稳定配平的质心布置条件。在纵向稳定配平时,组合体飞行器在偏航及滚转方向均为静/动稳定的。研究表明,本方案可在较小攻角时获得较大升阻比,并具有纵横向稳定性,是高超声速机动的潜在可行方案。

DLR-F4翼身组合体流场数值模拟

为了研究阻力计算精度并考察网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程耦合Spalart-Allmaras和Baldwin-Lomax湍流模型,数值模拟DLR-F4翼身组合体流场.使用"超立方体"概念构建绕DLR-F4翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,通过网格细分来研究网格密度对计算结果的影响.结果表明:湍流模型和网格密度对升力影响较小,对阻力影响较大,网格密度对压力系数分布影响甚微;适当地缩小第一层网格到物面的距离,增加物面法向网格点数能改善阻力计算精度.

翼身组合体摇滚特性高速试验研究

简要介绍了翼身组合体高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等。开展了翼身组合体大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,翼身组合体呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚等。所研究的参数范围内后掠角对摇滚有较大影响,随着模型迎角的增加摇滚振幅呈现抛物线,马赫数的增加对最大摇滚振幅起抑制作用。

高风速下介质阻挡放电等离子体气动激励抑制翼-身组合体失速分离的试验研究

在较高风速下研究介质阻挡放电等离子体气动激励对翼-身组合体绕流流动的控制效果。结果表明:在来流风速100m/s的情况下,介质阻挡放电等离子体气动激励能较好地抑制流动分离,失速迎角推迟约30%,升阻比最大提高80%。研究结果为等离子体流动控制技术的应用奠定重要基础。

典型高超声速翼身组合体粘性干扰效应模型研究

基于粘性干扰效应的理论研究基础,利用数值模手段获得复杂高超声速外形的气动力数据,建立了完全气体条件下纵向气动力系数的粘性干扰模型;以相对正交距离的形式,给出了粘性干扰模型预测结果的不确定度量化分析。研究表明:从粘性干扰参数的理论研究出发,结合数值模拟手段,是研究高超声速复杂外形粘性干扰效应的有效手段;利用粘性干扰参数和迎角的组合,可以建立具有一定精度的粘性干扰模型,从而将不同高度、马赫数和迎角下的高超声速气动力数据进行关联;利用具有较高计算效率的Euler方程结果,结合粘性干扰模型的修正,获得大规模的用于飞行器设计的气动数据,并建立相应的气动数据库,对于工程设计是一种较为高效、经济的选择。