基于试验设计的轿车尾翼空气动力学优化

传统优化方法凭借对轿车外流场的分析经验来控制尾翼优化变量并等间隔枚举,通过比较得出最优方案,工作量大且可能遗漏关键样本点.本文以尾翼的翼型及相对车身的位置参数(尾翼攻角、垂向位置和纵向位置)为设计变量,基于DOE试验设计方法确定样本设计变量组合,利用数值模拟方法计算出所确定样本点轿车的气动升力和阻力.通过方差分析以及响应曲面法以使轿车获得最大下压力与阻力比值为优化目标,得到各设计变量的影响因数和最优水平.结果表明:基于试验设计的优化过程更加高效地优化了轿车尾翼的空气动力学性能,具有实际工程应用价值.     

带尾翼高速射弹自然超空泡流特性研究

为了获得良好的超空泡减阻效果,针对某30 mm带尾翼高速射弹,设计了其空化器结构参数,研究了尾翼射弹的空泡轮廓、射弹表面空泡厚度分布、运动攻角对其空泡形态的影响,计算了超空泡形态下不同攻角时带尾翼射弹的水动阻力、升力、稳定力矩等参数;对比研究了带尾翼高速射弹和普通射弹的运动稳定性,给出了2种射弹的摆动攻角曲线.研究结果表明,尾翼结构不改变射弹的超空泡形态参数,但影响其表面空泡厚度分布;尾翼结构对射弹的超空泡形态、阻力特性影响很小,可大大提高射弹的运动稳定性.     

超远程制导炮弹船尾和尾翼剖面形状对阻力影响的数值模拟

为研究不同船尾和尾翼剖面形状对阻力的影响,用CFD数值模拟方法,以三维N-S方程为出发方程,采用S-A湍流模型,对6种不同船尾和尾翼剖面形状的超远程制导炮弹的绕流场进行了数值模拟,并对计算结果进行了比较分析.结果表明,尾翼厚度及剖面前后缘钝度对阻力影响较大.研究结果为外形优化设计提供依据.     

汽车气动附件对气动力优化的数值仿真

汽车气动附件在汽车上有很广泛的应用,对汽车的气动特性有显著的影响,常见的气动附件有阻力气动附件和升力气动附件。为研究汽车气动附件对气动力的影响,采用数值仿真的方法,分别以SUV模型和跑车模型为基础,对气动阻力附件和气动升力附件进行研究。研究结果表明:对于SUV车型,气动阻力附件能够有效地降低汽车的气动阻力,而由于SUV具备较高的车身和较大的离地间隙,顶部气动附件的作用较底部气动附件更加明显;尾翼的端板能阻挡气流向两侧的逸散,因而带有端板的尾翼能产生更大的负升力;双尾翼能产生更大的压力差,所以对升力的优化效果最为显著。     

增阻尾翼对子弹弹道及速度的影响

针对增阻尾翼设计及其对子弹飞行弹道及速度的影响特性进行了研究.通过风洞实验对带不同尺寸增阻尾翼子弹的气动特性参数进行测试,建立了子弹阻力与马赫数之间的经验关系,并结合质点弹道运动方程组,计算和分析了尾翼尺寸及初始弹道倾角对子弹飞行弹道、速度的影响规律.结果表明,在子弹初始弹道高度为5 000m、初速为6Ma、弹道倾角为-75°～-45°条件下,当尾翼面积近似等于子弹最大截面积时,可以在1 500m高空处将子弹速度迅速降至1Ma以下.     

FSAE赛车可调尾翼控制系统样机开发

可调尾翼控制系统是一项提高赛车弯道操控性和直道极速能力的最新技术。文章在赛车尾翼基础上基于比赛工况确定尾翼攻角组合,根据尾翼运动行程实现执行机构设计;基于嵌入式技术,实现可调尾翼控制系统的软硬件开发,通过车载传感器获取不同工况下车速及制动状态信息;通过控制器计算及逻辑判断,驱动舵机工作,使执行机构带动尾翼实现不同尾翼攻角,达到提升空气动力学性能、实现尾翼智能可调的目的。通过系统样机试验测试表明,根据给定工况的信号变化,系统样机能顺利实现3种尾翼攻角组合变换。FSAE赛车可调尾翼控制系统样机的开发具有一定的应用价值。     

鸭式布局探空火箭气动特性实验研究

采用风洞实验的方法对超音速鸭式布局探空火箭气动特性进行了研究。在马赫数为1.5和3.0、攻角为-8°~+10°的实验条件下,分别进行了箭身、鸭舵、固定尾翼、滚转尾翼的火箭模型组拆实验,并对各模型状态下的气动力和气动力矩特性进行了对比。实验表明,各组件(箭身、鸭舵、尾翼)对全箭气动力和气动力矩的贡献各有不同,滚转尾翼状态的滚转舵效明显大于固定尾翼状态并解决了跨音速附近固定尾翼滚转舵效反效的问题,尾翼滚转与否对鸭舵的俯仰舵效影响不大。实验结果对鸭式布局探空火箭的设计具有一定的参考意义。     

两种典型尾翼形状对无伞末敏弹气动特性的影响

为研究尾翼形状对双翼无伞末敏弹减速导旋性能的影响,分别对平板尾翼和S-C形尾翼结构末敏弹的气动特性进行研究。基于计算流体力学方法,获得了末敏弹气动外形的流场特性、表面压力分布和阻力系数、升力系数和转动力矩系数随攻角变化的规律。通过自由飞行试验对平板尾翼和S-C尾翼末敏弹进行了动态气动特性研究。数值计算结果显示,平板尾翼和S-C尾翼模型阻力系数在6～9间,其增阻效果明显;两模型升力系数均呈负线性变化,尾翼形状对升力系数影响较小;尾翼形状对转动力矩系数影响明显,平板尾翼几无转动力矩产生,S-C尾翼转动力矩相对较大并随攻角增加而减小。自由飞行试验表明,S-C尾翼结构自由飞行状态下增阻效果好于平板尾翼,并可使弹体获得转动力矩而维持稳定转速,能够实现稳态扫描运动。平板尾翼末敏弹自由飞行稳定性差。     

飞机的结冰与防（除）冰

在现代运输机的飞行中,飞机常常会遇到结冰的情况,而这些结冰通常发生在飞机的迎风部位如风挡、机尾翼前缘、螺旋桨、发动机进气道、空速管等部位,结冰后飞机阻力增加,升力减小,并增大了失速速度,这使飞行安全裕度大幅度减小。     

附体对潜艇兴波尾迹的影响分析

基于RANS(雷诺时均)方程和Realizable k-ε湍流模型,采用Simple算法求解压力-速度耦合项,建立了求解水下潜体兴波阻力的数值模型,并对潜艇近水面航行时的兴波特征进行了模拟.首先进行了网格及时间步长的收敛性验证,并验证了本数值模型的准确性.接着计算了SUBOFF潜艇在裸艇工况下以不同潜深航行时的兴波阻力,并针对特定潜深研究了潜艇在不同附体工况下以不同航速航行时的兴波特性.研究表明:当潜艇在弗劳德数为0.5附近时,兴波阻力系数最大;当潜深接近1/2艇长时,兴波阻力系数接近0;当单独存在尾翼附体时,会产生较大的兴波,驾驶舱与尾翼附体同时存在则会减少该影响;潜艇表面形状的突变会产生较大的压力变化.     

基于DSMC方法的超低轨道卫星阻力特性分析

为向工程中卫星结构设计提供载荷依据，基于直接模拟蒙特卡洛仿真方法，采用Maxwell漫反射和镜面反射联合模型，对一典型超低轨道卫星的阻力特性进行研究.分析了结构网格密度、卫星头锥、星体长细比等参数对阻力特性的影响，并通过算例与文献结果对比以验证方法的准确性.结果表明，卫星阻力主要由迎风面投影面的压差阻力和卫星侧面的切向摩擦阻力组成.针对268 km典型超低轨道卫星模型，相同迎风面投影面积下，较尖的头锥结构能略微降低平飞阻力.卫星星体的长细比每增加1,阻力提升约5%～8%.全动尾翼通过改变攻角可以获得升力，升阻比为0.10～0.34.     

弧形折叠式尾翼机构可靠性仿真研究

本文以弧形折叠式尾翼机构为研究对象,利用机械系统动力学分析软件,在独立推导弧形折叠式尾翼张开过程的运动方程的基础上确定了失效模式的数学描述.利用Monte Carlo方法,在尾翼机构动态仿真的基础上,通过引入自定义函数和变量对弧形折叠式尾翼机构进行了可靠性仿真.     

格栅尾翼(舵)外形参数对气动特性的影响

为研究格栅尾翼/舵主要几何参数--格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对其气动特性的影响,在翼高、翼宽、弦长一定的条件下,设计了一组具有不同格数、格壁厚度和格壁前缘倒角的格栅尾翼模型,进行了风洞测力实验,得到了格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对气动特性影响的基本规律.基于对实验结果的分析,提出了适于滑翔增程制导武器采用的格栅尾翼气动外形参数的选择方法及对结构设计和材料的要求.     

自旋尾翼鸭式布局导弹的滚转特性

分析鸭式布局导弹的滚转耦合机理,进行固定尾翼鸭式布局导弹和自旋尾翼鸭式布局导弹的风洞试验.实验结果表明,对固定尾翼鸭式布局导弹,当鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时,在导弹上产生数值很大的反向诱导滚转力矩,使鸭舵难以进行滚转控制;尾翼自旋减小了鸭舵副翼偏转进行滚转控制时导弹上产生的反向诱导滚转力矩,使鸭舵能对导弹进行滚转控制.尾翼自旋是实现鸭舵/尾翼气动解耦,使鸭舵进行滚转控制的有效措施.     

系留气球尾翼变形检测方法的研究与应用

尾翼边缘检测技术一直是浮空器领域的研究热点,文章通过电台实时下传尾翼姿态图片,在地面通过算法解算出尾翼变形情况,从而提前预报气球系统的不安全因素,及时排除潜在故障,保障气球的可靠性和安全性。     

大学生方程式赛车尾翼负升力特性有限元探究

由空气动力学套件产生的负升力对提高大学生方程式赛车的赛道表现有着重要作用,赛车尾翼是产生负升力的主要部件之一。使用有限元方法(computational fluid dynamics)对大学生方程式赛车尾翼的负升力特性进行研究。结果表明,在一定范围内尾翼产生的负升力数值随主翼攻角的增大而增大;大学生方程式整车流场中影响尾翼负升力的外界因素主要是车身遮挡物与前翼下游上升气流,尾翼的最大负升力损失达到40%;对尾翼分区域设计不同主翼攻角值有效提升了赛车尾翼产生负升力的能力。     

无伞末敏弹稳定翼片流固耦合特性研究

以某结构双翼无伞末敏弹C型尾翼为研究对象,通过对其进行流固耦合计算,得到此类型尾翼的气动特性。结果表明,尾翼平面部分在气动力作用下仍保持平面形状,两弯折面发生弯曲。刚、弹性尾翼阻力系数及二者的偏差随攻角的增大而减小,在30°攻角时两种尾翼的阻力系数几乎相等。迎风面最大压力随来流速度的增加呈现递增趋势,相同来流速度时,大攻角下的最大压力大于小攻角下的最大压力。尾翼对称面背风面出现两个大小大致相等的涡,呈现蝴蝶状低压区。     

多片尾翼布局弹箭气动特性数值计算

用数值模拟方法研究多片尾翼布局弹箭的气动特性．以三维Navier—Stokes方程为控制方程，用CFD方法对4片、6片与8片平直形尾翼和卷弧形尾翼弹箭的流场进行数值模拟研究，得到的气动特性结果与风洞实验结果基本吻合，为多片尾翼布局弹箭的气动设计及尾翼片数的合理选择提供了依据。     

帆船也要环球飞

飞鸟是一艘三体帆船,拥有一对长翅膀,这可不是为了好看才设计的,它的用途和机翼差不多,就是利用气流产生的升力把船体抬出水面,这样帆船就能减小空气和水流的阻力,因此飞鸟还有一个学名,叫"飞翼艇"。不过,飞鸟并不会真的飞起来,翅膀的尖端和尾翼会一直浸在水里,因此飞鸟看上去随时都可能腾空而起!     

基于Matlab的尾翼弹尾翼张开的运动分析与仿真

针对高速滑膛远程榴弹,要保证其飞行稳定性,必须采用张开式超口径尾翼稳定装置。本文对尾翼弹的尾翼稳定装置中活塞、尾翼片进行运动分析,根据其运动过程建立相应的数学模型,然后利用计算机对数学模型进行求解,根据解出的数据来验证该改进方案的可行性。