后掠翼身干扰区流动特性及改善措施研究

利用流动显示及表面压力测量方法研究了后掠翼身干扰区的流动特性 ,并研究了用小边条等措施改善干扰区的流动特性的效果。结果表明 ,随着不同机翼后掠角、不同迎角及不同Re数对干扰区流动特性的影响 ,流态可以从一涡系变成多涡系 ,由定常变成非定常 ,而且在一定的Re数以后涡系会湍流化 ;翼身干扰区上游的的逆压梯度是导致边界层分离的物理原因 ,利用面积很小的边条可以降低干扰区局部的逆压梯度 ,可以导至干扰区的旋涡很弱 ,甚至不出现 。

飞机翼身干扰流动分离机理研究

采用CFD(计算流体力学)方法,结合风洞试验结果,对飞机翼身干扰流动分离机理进行了研究。分析了机翼根部马蹄涡、边角涡的内部结构和形成过程;研究了机身和机翼的压力分布及附面层,进而总结给出了飞机翼根流动分离机理;同时也验证了CFD方法对翼身干扰计算的准确性。研究结果表明:机翼前缘对气流的阻挡作用形成较高的逆压梯度,使气流产生回流形成马蹄涡,马蹄涡影响翼根表面附面层,使机翼机身附面层掺混失稳,向下游流动发展形成边角涡。

任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究

从小扰动线化速位方程出发,结合细长体理论,建立了任意截面弹体法向气动力与截面形状系数之间的相关性;采用二维鳞片法求解速位方程可以得到截面形状系数,从而进行单独弹体气动力估算。根据部件组拆法思想,对这一工程估算方法进行推广,提出一种适合于任意截面导弹翼身干扰系数的估算方法,该方法得到的预测结果和吹风实验、文献数据比较符合较好。采用以上方法对矩形截面的翼身组合体进行估算,具有较好的精度。

后掠翼身干扰区流动特性及改善措施研究

利用流动显示及表面压力测量方法研究了后掠翼身干扰区的流动特性 ,并研究了用小边条等措施改善干扰区的流动特性的效果 .结果表明 ,随着不同机翼后掠角、不同迎角及不同Re数对干扰区流动特性的影响 ,流态可以从一涡系变成多涡系 ,由定常变成非定常 ,而且在一定的Re数以后涡系会紊流化 ;翼身干扰区上游的的逆压梯度是导致边界层分离的物理原因 ,利用面积很小的边条可以降低干扰区局部的逆压梯度 ,可以导致干扰区的旋涡很弱 ,甚至不出现 。

飞行器非圆因子和翼身干扰因子修正系数的数值解

提出了飞行器任意形状截面表观面积的数值计算模型和方法,从而求解非圆因子(即非圆剖面与当量圆剖面局部法向力系数之比)和翼身干扰因子的修正系数。计算结果与解析解进行了比较,可看出该计算方法具有精度高和广泛通用性的特点。它对复杂飞行器大迎角(含小迎角)气动特性工程估算有现实的使用价值。

高超声速轴对称机身-机翼布局翼身干扰分析

为研究高超声速轴对称机身-机翼布局的翼身干扰特性,选择窄条翼和中单翼两种典型组合体布局作为研究对象,从流场和气动力两个方面对其进行系统研究。结果表明:相比于无机翼干扰的轴对称机身,位于机翼斜激波区的机身腹部压力更高,且机翼阻断了高压气流的“上洗”运动,减小了机身背风面压强,机身获得了更多升力;相对于无机身干扰的机翼,中单翼由于与头锥激波发生干扰获得更多升力,而窄条翼处于膨胀区内,其升力小于无翼身干扰时窄条翼升力;机身-机翼布局的升力大于单独机翼与单独机身的升力总和。

低雷诺数翼身融合布局数值研究

利用与SST k~ω耦合的γ-Reθ转捩模型对低雷诺数条件下翼身构型展开研究,揭示了不同翼身构型在低雷诺数条件下的翼身干扰特性。基于Naca0012翼型的对翼身融合处展开优化设计,较好的改善了模型在小迎角范围部件间的干扰特性,提升了对应状态下的升阻特性:优化后的构型在α=4°和α=6°时升阻比分别提升约3.57%和4.61%,且失速后的升力变化更为平缓。但融合布局的翼根在大迎角状态下产生了较强的前缘分离涡,气动特性有所下降。本文的研究结果为此类高空长航时无人机的翼身融合布局设计提供了一定的参考。

上单翼布局飞机翼根整流罩设计分析

根据翼身干扰形成的位移效应、升力效应、不对称效应、粘性效应等流动现象和原理,从流动机理上分析讨论了上单翼布局飞机整流罩的减阻原理;对上单翼布局飞机,提出一种整流罩设计形式,并对该整流罩各部分对气动性能的影响进行详细分析,采用RANS方程求解流场,以翼身组合体为基准,对整流罩的6个主要参数逐一变化,将每个参数的不同取值的计算结果各自对比,从流动原理上对数值模拟计算结果进行了分析,得出了上单翼布局飞机整流罩设计的几点思路。

运输机短舱挂架纵向位置优选数值研究

针对运输机的翼/身/架/舱干扰问题,本文基于Euler方程,采用笛卡尔直角网格,应用有限体积法对全机绕流流场进行数值计算,分析和比较了短舱挂架不同前伸量、下沉量的影响,提出了基于最佳前伸量和下沉量的优选配合位置,并与初始位置的全机气动特性进行对比。结果表明,获得的短舱挂架优选配合位置使全机气动特性得到了明显改善和提高。