密封盖翻转过程中的气动特性数值研究

为了研究密封盖的气动性能,采用计算流体力学方法结合k-ε二方程湍流模型,建立密封盖翻转过程数值模型,在与实验数据对比验证的基础上,研究了密封盖翻转过程中气动特性随迎角变化规律。结果表明:密封盖的气动特性符合正弦规律变化趋势;密封盖的升力系数、阻力系数和力矩系数与来流方向密切相关。研究结果为密封盖运动轨迹预测提供基础。     

四缸汽油发动机点火正时控制策略与仿真研究

以某型汽油发动机为原型机,在GT-Power软件中搭建仿真模型.仿真结果表明,仿真模型在输出功率、力矩上与原型机误差在3%以内.以该模型为基准,仿真分析点火提前角对输出功率、力矩的影响,以及不同工况对发动机输出性能的影响.并以输出力矩为优化目标,以输出力矩变化量、上一采样时刻点火提前角变化量为模糊控制算法输入,以当前点火提前角变化量为模糊控制算法输出,采用模糊控制算法寻找输出力矩极大值点的点火提前角.采用GT-Power和Simulink联合仿真,仿真实验结果表明,该控制策略修正了点火提前角,提高了发动机的输出力矩,且具有快速、稳定、精度高的特性.     

高超声速火箭橇气动特性优化与风洞试验

为研究如何在不额外增加稳定装置的基础上提高超声速条件下火箭橇的在轨运行稳定性,基于数值分析方法开展了高超声速火箭橇气动特性优化设计,并通过风洞试验对优化后的橇体进行了不同工况下的气动特性研究。建立了基于SST湍流模型、N-S控制方程的火箭橇气动特性数值分析方法,通过经典双椭球模型对计算方法的准确性进行验证。基于气动特性数值分析方法开展橇体气动外形设计,对整流板俯仰角、侧偏角以及前、后滑靴的位置进行优化。通过风洞试验对优化后的橇体进行不同工况下的气动特性研究,分析马赫数、雷诺数以及轨道和地面效应的影响。研究结果表明：火箭橇高超声速气动特性数值分析方法的精度约为86.94%,可以用来模拟火箭橇在高超声速流场中的气动特性;在Ma=5时,优化后的模型相较于优化前的模型,气动阻力减小了约23.57%,气动升力减小了约38.49%;随着马赫数的增加,橇体阻力系数呈下降趋势,当Ma从4增加到6,橇体的阻力系数下降约19.98%;橇体升力系数与俯仰力矩系数均随着雷诺数的增大而增加,Ma=5,当雷诺数从1.80×10⁷变化到3.60×10⁷时,橇体的阻力系数与...     

下挂式空射系统机箭分离阶段离散阵风响应分析

下挂式空射系统机箭分离阶段运载火箭处于无动力飞行阶段,高空阵风会对其运动轨迹产生较严重的干扰。为研究下挂式空中发射运载火箭机箭分离阶段系统的离散阵风响应,引入"网格速度"思想来计入阵风的影响,采用有限体积法求解非定常Euler和N-S方程,对机箭分离过程进行了动网格仿真分析。通过模块化方式搭建了机箭系统离散阵风响应仿真平台,平台由火箭状态及网格更新模块、力与力矩CFD解算模块、飞行状态参数求解模块和离散阵风干扰模块组成。仿真计算了机箭系统穿越1-cos离散阵风区的动态响应,并与无阵风条件下机箭分离气动特性进行了对比分析,结果表明无阵风条件下机箭分离后机箭系统可以较好地满足火箭的点火要求;在遭遇离散阵风后,机箭系统稳定性被破坏,可能导致发射失败,这对于机箭系统的控制率设计提出了更高的要求。     

管道机器人弯管运动转体原因分析

为避免管道机器人弯管内运行时发生转体现象而影响管内任务的执行,对机器人转体的原因进行了深入研究.以建立的管道机器人弯管运行的位姿模型为基础,对机器人的受力状况进行了分析,建立了机器人过弯时的转体力矩模型.通过对转体力矩的分析,揭示了管道机器人弯管运行时发生转体的根本原因,并指出了管道机器人弯管运行的最佳姿态角.理论计算表明:当机器人以最佳姿态角运行时,机器人转体力矩几乎为0,不发生转体;当机器人以其他姿态角运行时,将出现一个不为0的转体力矩,该力矩使机器人向平衡姿态角方向转体,直至机器人姿态稳定为止.在实际应用时,使机器人在平衡姿态角运行为最佳.仿真结果与理论计算基本一致,该研究为人弯管内的姿态稳定运行提供了一定的理论依据.     

耦合气动参数与车身姿态变化的圈速仿真

以大学生方程式赛车为对象展开圈速仿真研究,综合考虑离地间隙和偏航角与阻力系数、升力系数之间的关系,采用试验和数值仿真相结合的方法,研究行驶中车身姿态变化对方程式赛车气动特性的影响。首先,对现有车辆气动模型进行修正,再利用龙格库塔方法对速度积分进行圈速仿真,并与商业软件Optimumlap的仿真结果进行对比。结果表明,基于气动参数与车身姿态耦合关系建立的模型对于圈速仿真有着更为准确的描述;忽略气动变化影响会高估过弯时轮胎的抓地力,且在不考虑载荷转移的同时低估赛车的加速性能,从而高估阻力对于圈速的影响;考虑载荷转移的模型,不同赛道对阻力的敏感程度不同。为改进赛车空气动力学设计提供参考。     

氢动力固定翼无人机气动布局的气动特性评估

以长航时氢能源混合动力固定翼无人机气动布局选型为研究需求,针对某设计方案开展了气动特性的数值模拟研究,以期为气动布局设计的评估和改型工作提供数据支撑。研究中分析了11个迎角(范围-6°～14°)状态下的气动力数据,比较了两种湍流模型下的计算结果,得到了该气动布局的升阻力特性曲线,并对SST k-ω模型下的速度场、流线、压力云图、压力曲线分布等流动细节进行了分析。结果显示:该无人机的气动性能较高,当迎角α=4°时能实现最大升阻比为14.5,失速迎角为8°,设计基本符合要求。同时,流场中涉及的速度、压力、流动分离等分布特征对进一步优化该款无人机的气动性能具有重要意义,为飞机气动布局方案的后续改进提供了依据。     

高速列车受电弓不同姿态下气动特性分析

通过建立受电弓-列车-接触网系统模型,基于横风条件下,采用分离涡模拟方法研究受电弓不同姿态运行时的非定常气动特性,分析三维绕流场内涡量、流线、压力等的变化规律,以及不同姿态下受电弓气动力、力矩系数的时程变化规律及频域特性,探讨受电弓闭口运行与开口运行时绕流特性的差异。结果表明:在闭口姿态时,底座和下臂部分流场区域受到强烈干扰,在开口姿态时,滑板和上臂部分流场区域受到较强扰动;相对于闭口姿态,开口姿态中C_x和C_z的时均值增加了8.3%和10%,其波动量相差在7%以内,C_y的波动量为闭口姿态的30%左右,其最大值和最小值是闭口姿态的1.4倍和4.2倍;开口姿态下M_y、M_z和M_x的增幅值分别为6.7%、2.3%和3%,M_y和M_z的波动量增加了13.6%和7.2%,M_x的波动量增幅为闭口姿态工况的1.5倍。研究结果对横风作用下受电弓不同姿态运行的气动特性研究及应用具有重要意义和价值。     

等离子体激励改善高升力机翼气动特性的仿真

为探索大迎角下介质阻挡放电(DBD)对高升力机翼的作用机理,采用体积力模型和Eddy Viscosity Transport Equation全湍流模型耦合进行DBD激励改善其气动特性的模拟仿真研究。在来流速度45 m/s条件下,对比实验数据与仿真模型,验证了仿真模型的正确性;并采用该模型分析了机翼弦向、展向的2组截面流线图。结果表明:DBD激励位于机翼前缘能很好地提高高升力机翼大迎角气动特性,显著改善上翼面涡结构,促进分离流附体;可将机翼最大升力系数提高11.1%,失速迎角推迟2°,且随迎角增大,流动控制效果逐渐减弱直到消失。     

激光雷迪尔级帆船水动力特性试验与数值计算研究

采用试验观测和数值计算的方法研究了六自由度激光雷迪尔级帆船的水动力特性.设计了一套帆船六元力试验测量方法,通过拖曳水池试验获得帆船的水动力特性.采用雷诺时均计算方法和重叠网格技术,通过对试验和仿真的六元力结果进行对比,验证了数值计算方法的准确性.对不同航行姿态下的帆船水动力性能进行了模拟,分析了船体航速、迎角、侧倾角、漂角四个因素对帆船六元水动力的影响规律.研究结果表明：对纵向力影响权重较高的因子是航速和迎角,纵向力与航速呈非线性关系;对横向力影响较大的因子是漂角且两者呈线性关系;侧倾力矩主要受侧倾角和漂角的影响,随侧倾角的增加先减小后增大,在侧倾角为15°附近出现拐点;俯仰力矩受航速和迎角影响较大,随迎角的增大呈线性增大关系;转首力矩对漂角变化响应最大,随漂角增大线性增大.文中获得的六元水动力特性和数据可为提高帆船的操纵性提供重要数据支撑.     

WDPSS缩比模型的低速风洞测力试验

以满足风洞测力实验时所要求的缩比模型的姿态范围为出发点,进行低速风洞大攻角绳牵引并联支撑系统(WDPSS)的机构设计,得到构型WDPSS-8.研究WDPSS-8的缩比模型姿态控制技术和作用在缩比模型上的气动载荷的解算原理.在实现缩比模型的姿态控制和测力系统的基础上,对WDPSS-8进行开口式低速回流风洞吹风试验,得到一组升力系数、阻力系数及升阻比随攻角的变化曲线.虽然没有标模的试验数据对比,但所得的曲线是符合一般飞行器的空气动力特性的.     

翼型摆角对气动性能的影响分析

基于NREL S809翼型,研究尾翼摆角对于翼型气动性能的影响.通过对比升阻力系数的模拟值与实验值,排除了网格质量对翼型气动性能的影响,验证了利用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型对风力机翼型进行计算的有效性,确定了合理的模拟方案,分析了翼型的气动性能.在此基础上,将S809翼型进行了尾缘变形,生成S809上摆-5°、下摆5°、10°及15°这4种变形翼型.再利用CFD(computational fluid dynamics)软件对它们进行数值计算,分析了各个翼型升阻力系数及流场特性.研究表明,随着尾缘下摆角度的增加,变形翼型上下表面压差逐渐增大,下摆翼型在升阻力特性方面有较大改善.但随着翼型下摆角度的增大,翼型产生分离涡的攻角却随之减小,更易失速.而上摆翼型升阻力特性及失速特性均不如原始翼型.     

蜻蜓柔性后翅模型的气动效能分析

为探究柔性材料对蜻蜓滑翔时气动特性的影响,通过数值仿真的方法,研究杨氏模量为3800 MPa,泊松比为0.18的三维柔性蜻蜓后翅模型在不同雷诺数和迎角滑翔时的气动效能和气动力作用下的结构变形.结果表明:柔性蜻蜓后翅在气动力的作用下会产生明显的弯曲扭转变形,且变形程度随着雷诺数和迎角的增大而增大,其中该扭转变形会使蜻蜓滑翔的实际迎角减小;由于产生了使迎角减少的扭转变形,使得在迎角为5°～30°滑翔时,升力系数减少了9％ ～45％,失速迎角增大10°以上;小迎角滑翔时,升力系数随速度增大而减小,大迎角滑翔时,升力系数与速度无明显相关性;大迎角滑翔时,在气流分离和柔性蜻蜓翼大角度扭转的作用下,上翼面的负压区向后缘移动,增加了负压区面积,增大了失速迎角,有利于提高蜻蜓飞行时的机动性.可见虽然柔性材料虽然会牺牲蜻蜓滑翔时的气动效能,但有助于蜻蜓高速大迎角飞行,提高了蜻蜓的机动性.     

扑翼模型的气动力研究

为了研究扑翼的气动特性,以蜜蜂翅为参考对象建立了扑翼的运动学模型. 利用计算流体力学方法,研究了最大拍动角、频率、攻角对扑翼气动力特性的影响,通过分析扑翼拍动在1个周期的升力和阻力变化,阐释了扑翼保持高升力的原因. 计算结果表明,翻转运动是造成升力变化的主要因素;平均升力会随着最大拍动角和频率的增大而增大;并在攻角50°时达到最大;而各工况对平均阻力的影响可忽略不计.     

前掠翼模型低速气动力实验与仿真

基于一种高速前掠翼布局翼身组合体缩比模型,开展低速风洞纵向气动力实验研究,包括与相应后掠翼对比实验和细长边条前掠翼实验,实验攻角-4°～+36°,特征雷诺数4×10₅。结果表明：低速实验条件下,前掠翼升阻力特性与相应后掠翼基本相同,但前掠翼表现出良好大迎角气动性能发展趋势。翼根前加装面积仅为机翼面积5.2%的大后掠细长边条后,前掠翼升力特性明显改善,33°迎角时最大升力系数比基本前掠翼提高约40%。依据模型风洞实验实际条件,采用雷诺时均方程和FLUENT软件,进行前掠翼模型流场气动力数值仿真,仿真计算模型构建合理,能够支持分析风洞实验数据。     

蜻蜓滑翔时三维串列柔性双翼气动效能分析

为进一步揭示蜻蜓翼在被动的柔性变形和串列双翼柔性干涉作用下对气流的影响机制,本文基于STAR-CCM+软件,采用流固耦合方法对Navier-Stokes方程进行数值求解。研究了杨氏模量为3 800 MPa、泊松比为0.25时,蜻蜓柔性复翼的变形及其气动特性响应规律。研究表明：蜻蜓翼保持正向高置差气动布局均会带来相似且有益的影响。迎角5°时,1.2 mm的高置布局相比低置气动布局的升力系数提升了5.2%,当迎角增大到25°时,差值达到19%。双翼干涉效应下,前翼的气动特性会得到明显的提升,后翼虽会损失一定的气动力,但总体而言,动态干涉是有益的。从双翼气流分离下诱导的后缘涡强度来看,后翼的涡要明显强于前翼。9 m/s以后,蜻蜓滑翔时由前翼承担主要载荷的方式缓慢过渡到后翼,而且后翼翼梢处受载较明显,其最大变形达到16 mm;扭转变形方面：速度一定时,随着滑翔时失速迎角增大,后翼的动态弯扭变形明显强于前翼,验证了蜻蜓翼大迎角下利用后翼机动滑翔的观点。     

运载火箭姿态控制系统稳定性分析

为解决无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统的不稳定问题,以俯仰通道为例,对无控刚性箭体引入了姿态角偏差和姿态角速度偏差反馈,设计了PD控制器;对弹性箭体引入结构滤波器,进行控制器设计.仿真结果显示无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统俯仰通道的稳态误差分别为0.05%、-0.30%,从而使无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统的不稳定问题得到了有效控制.     

前掠翼根部流动分离控制措施研究

研究前掠翼根部流动分离控制问题,提出了两种改善翼根气流分离的流动控制方法.CFD研究表明,通过加近距耦合鸭翼或大后掠边条,能够明显改善前掠翼根部流动分离状况,提高前掠翼的大迎角气动性能.     

一种运载火箭二级起控优化设计方法

固体运载火箭一二级分离一般为大气层内热分离,由于分离高度低、速度快,加之运载器气动静不稳定等特点,二级起控稳定性一直是火箭总体方案论证过程中的关键问题之一。针对二级起控影响因素进行了全面分析,提出了姿控参数在线辨识法,有效提高火箭姿态控制精度;提出了基于轨迹倾角的程序角在线构造技术,可有效降低二级起控过程气动干扰,进一步提高火箭二级起控能力,为解决固体运载火箭二级起控难题提供了技术支撑。     

FADS系统在尖楔前体高超声速飞行器中的应用

对于具有尖楔前体的高超声速飞行器,特别是某些验证超燃发动机项目的飞行器,仅仅依靠惯性导航系统（Inertial Navigation System,INS）得到的攻角不能满足其精度要求．嵌入式大气数据传感系统（Flush Air Data Sensing System,FADS）通过在飞行器表面特定区域布置测压孔测量来流压力,根据建立的气动模型反推得到飞行参数（攻角、侧滑角、马赫数、静压及动压等）．对于FADS／INS组合系统,本文首次提出了采用切楔斜激波理论建立其气动理论模型,攻角经过校准后精度较高（误差小于0．1°）;对于FADS系统,运用二维区及三维区理论建立其气动理论模型,马赫数误差在5％左右．验证结果表明FADS系统在具有尖楔前体的高超声速飞行器上应用前景广阔．