飞机简化模型水上迫降入水的数值研究

在飞机水上迫降过程中,其尾部吸力对姿态角的变化具有重要影响。基于Fluent软件,利用动网格技术、用户自定义函数(UDF)、六自由度(6DOF)模型、流体体积(VOF)模型,首先对二维圆柱、三维椭圆抛物体垂直入水以及三维平板水平划水进行数值模拟,并与试验结果对比验证模拟方法的可靠性;然后对NACA TN2929简化飞机模型进行水上迫降数值模拟。研究发现:尾部吸力使飞机俯仰姿态角发生剧烈变化,入水初期尾部吸力产生的抬头力矩使飞机姿态角快速增加,当姿态角达到最大时,尾部吸力产生的抬头力矩很小,在重力作用下飞机姿态角快速减小。本文所采用的三维数值模拟方法能够较好地模拟飞机水上迫降过程中的吸力和姿态角变化。

某型号飞机简化模型大攻角流态初步研究

在水洞中应用染色液流动显示技术对某型号飞机简化模型机头流动状况随攻角和来流速度的演化进行了观测和分析 .实验结果表明 ,在本实验条件下 ,对于不同的来流速度或雷诺数 ,每种流动现象所对应的攻角确实发生了变化 ,说明雷诺数的影响确实存在 ;另外 ,对自由转捩条件下 ,俯仰力矩曲线在α =35°～ 70°之间很分散的风洞实验结果进行了初步的解释 :α =35°基本上对应于边条涡非对称破裂的开始 ;而α =70°则对应于机头迎风面流动向前。

粗糙带对某型号飞机简化模型机头流态的影响

在水洞中应用染色液流动显示技术对某型号飞机简化模型机头流态进行了研究 ,详细观察了机头两侧粗糙带和“只”字型粗糙带对机头流态的影响 .实验结果表明 ,风洞实验所得力矩曲线受雷诺数影响大的攻角范围与机头涡破裂后打在座舱上的攻角及机头涡在座舱前严重掺混的攻角相联系 .水洞实验中 ,来流速度为2 0cm s、粗糙高度为 0 .8mm时流态随攻角的变化规律可用来解释风洞实验结果中力矩曲线的分散性 .