三维偏转头弹箭流场结构与气动特性研究

基于分离涡模拟(DES)方法及平流上游分割方法(AUSM)格式,利用Fluent软件对偏转头弹箭在零攻角和不同偏转角时的超声速流场和气动参数进行了数值模拟。比较偏转头弹箭和普通弹箭的流场结构发现,二者头部激波结构差异较大,但下游流场几乎相同;该流场结构提高了弹箭的气动特性。偏转头对气动力系数的影响主要表现为增加弹箭头部的升、阻力系数,且升力系数增量大于阻力系数。在零攻角情况下,偏转头弹箭具有一定升力,该升力可有效降低维持其飞行高度所需的驱动力,提高偏转弹的机动性。     

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。     

小长径比张开式尾翼弹气动力三维数值模拟

基于有限体积法计算了一种具有小长径比、大展弦比张开式尾翼弹在有攻角超声速粘性流动时的气动特性,分析了该弹周围的流场特性。研究结果表明,该尾翼弹的阻力系数和升力系数均随着马赫数增大而减少,随攻角增大而增大,且呈线性变化;当马赫数从2增大到4时,攻角从4°增大到12°,压心位置变化范围占全弹长的10.3%。     

近空间高超声速弹箭气动数值模拟

针对近空间高超声速飞行弹箭气动力、气动热问题,采用Spalart-Allmaras(SA)湍流模型和热完全气体模型,运用时间相关有限体积方法及AUSM~+格式对三维非定常可压缩流体Navier-Stokes方程进行了数值模拟.再现了超高速条件下弹箭周围的复杂流动现象,得到热流分布规律,为进一步近空间超高速弹箭研究奠定了基础.计算结果表明阻力系数随着攻角的变化显著变大;弹箭尾翼气动加热很严重,弹箭尾翼变大时气动加热量明显增大,在设计弹箭时应引起足够重视.     

一新型立轴风力机直叶片翼型气动特性数值模拟

本文研究的是一新型立轴风力机直叶片,研究了影响其气动性能的一些参数,采用商业软件FLUENT模拟翼型在不同来流攻角下的气动性能,得出了翼型的升力系数、阻力系数和升阻比随来流攻角的变化关系,为该叶片的气动优化设计提供了参考。     

海上湿空气翼型气动性能分析

为显示湿空气条件下的翼型特性及提供可选择的求解方法,采用计算流体力学方法研究湿空气条件下翼型周围流场及气动特性。将湿空气看作干空气和小液滴的混合气体,使用两相离散模型求解Re=2×106和Re=3×106下不可压缩空气流场翼型特性。对比了两种攻角下不同湿度空气和干空气的升阻力系数,结果显示湿空气对翼型气动性能有影响。湿空气升力系数较干空气要小,阻力系数较干空气大。升力系数随湿度增大减小,阻力系数随湿度增大而增大。通过流场及边界层流动分析发现,湿气促使流动提前分离。     

基于大涡模拟方法仿生翼型气动特性数值模拟

采用大涡模拟方法,研究在翼型不同位置添加脊状结构对翼型流场及气动性能的影响。讨论了添加脊状结构后翼型流场的流动特性和涡结构特性。研究发现:(1)在α=6°攻角条件下,无论riblet-Q翼型模型或riblet-H翼型模型均可改善边界层分离情况,但riblet-H翼型模型表现出更好的控制效果;(2)后段布置脊状结构能够有效推迟翼型边界层分离点,抑制边界层大涡形成,控制分离涡的发展和脱落;(3)riblet-H翼型模型使翼型的升力系数增大,同时也使其阻力系数降低,升阻比较原翼型有了较大提高。     

垂直轴风力机二维流场数值模拟

采用数值模拟的方法研究不同攻角、不同风速条件下naca0015翼型二维流场中的马赫数、雷诺数．通过比较叶片升、阻力系数变化,得出攻角为15°时翼型获得最佳的升、阻力系数．通过比较表面压强分布图、速度图和流线图,分析马赫数、雷诺数对naca0015翼型的影响,得出在相同的攻角、马赫数的条件下．随着雷诺数的增大翼型升力系数增大．阻力系数变小;在小攻角、低风速以及相同马赫数条件下,雷诺数较小时更易获得稳定的流场．     

前缘网格分布对超临界机翼气动特性的影响研究

生成合理的计算网格是保证数值模拟精度和准确度的前提条件。超临界机翼前缘半径较大且流场变化剧烈,机翼前缘的网格分布对超临界机翼的低速气动特性的数值模拟有重要影响。通过对同一构型不同机翼前缘网格分布进行数值模拟,研究了前缘网格密度对超临界机翼失速攻角、最大升力系数和分离形态的影响。结果表明,随着机翼前缘网格密度的提高,该构型的失速攻角、最大升力系数都有显著的提高;机翼的分离形态发生本质变化,由外翼先分离变为内翼先分离。     

折叠式主弹翼气动特性研究

针对制导航弹的气动设计要求,设计了一种前后折叠式弹翼.并使用数值计算和工程计算方法研究前后折叠式弹翼、钻石背弹翼以及后折前张式弹翼的气动特性.计算结果表明:前后折叠式弹翼与钻石背弹翼升力系数在攻角较小时接近,在攻角较大时,前后折叠式翼的升力系数大于钻石背弹翼;前后折叠式弹翼的升阻比最大;后折前张式弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最小;钻石背弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最大.     

前缘脱层对风力机翼型流场和气动性能的影响

为研究前缘磨损对翼型气动性能的影响,以风力机专用翼型S809为研究对象,采用SST k-ω湍流模型进行数值计算,研究不同前缘脱层深度对翼型流场和气动性能的影响.结果表明:前缘脱层改变了翼型形状,使得前缘流动变为台阶流动,造成后缘分离区变大、分离点前移.随着脱层深度和攻角的增大,吸力面前缘回流漩涡和后缘分离区由相互独立状态变为完全融合.同一攻角下,前缘脱层对前缘的压力系数影响较大.攻角小于3°时,前缘脱层对翼型的升、阻力系数影响较小,攻角大于3°后,随着脱层程度的加深,翼型的升力系数逐渐减小,阻力系数逐渐增大.相对于光滑翼型前缘脱层翼型升力损失率最高达55.08%,阻力增长率最大达150.48%.     

基于LES方法仿生翼型气动特性数值模拟

采用大涡模拟方法,研究在翼型不同位置添加脊状结构对翼型流场及气动性能的影响,讨论了添加脊状结构后翼型流场的流动特性和涡结构特性。研究发现：1)在α=6°攻角条件下,无论riblet-Q翼型模型或riblet-H翼型模型均可改善边界层分离情况,但riblet- H翼型模型表现出更好的控制效果。2）后段布置脊状结构能够有效推迟翼型边界层分离点,抑制边界层大涡形成,控制分离涡的发展和脱落。3）riblet-H翼型模型使翼型的升力系数增大,同时也使其阻力系数降低,升阻比较原翼型有了较大提高。     

风洞洞壁对风力机翼型气动特性的影响分析

本文通过风洞试验测量和计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)数值模拟的研究结果,分析了风洞洞壁对风力机翼型气动特性的影响.试验风洞为中国科学院工程热物理研究所(Institute of Engineering Thermophysics,IET)低速回流风洞,所选用的翼型为DU91-W2-250.数值模拟采用有洞壁、无洞壁、无侧壁三种方式进行计算,通过对比试验和数值计算结果验证了采用CFD数值模拟分析风力机翼型洞壁效应的可行性.通过数值模拟分析并与经典映像法及Maskell洞壁修正方法对比,得出:风洞中,上下壁面的存在使流动在风洞壁面形成一定厚度的边界层,造成气流的通道面积减小,来流有效速度增加,并引起翼型升力系数C_l和阻力系数C_d增加;风洞侧壁诱导翼型段表面的展向流动、抑制了翼型表面的流动分离,减小了翼型弦向流动速度,引起翼型升力系数减小,阻力系数增加;小攻角时风洞侧壁对翼型表面流动的影响可以忽略,翼段表面流动保持二维性,大攻角时风洞侧壁干扰效应显著,其影响程度超过风洞上下壁面,与无洞壁相比,风洞壁的存在使升力系数减小,阻力系数增加;经典映像法及Maskell方法因未考虑洞壁边界层的影响,并不适用于风力机翼型大攻角流动时的洞壁效应修正问题,大攻角修正时应考虑风洞侧壁影响,对升力系数给予增量;同时对于大攻角流动,翼型本身流动已不具有二维性,其气动性能的测量应采用多截面压力测量或天平测力方法.     

高速气流作用下两级飞行器动态分离过程研究

为研究超声速气流对分离过程的影响,开展了两级飞行器高速气流下动态分离过程的数值模拟,建立了高速气流环境下含空气阻力内弹道模型;基于嵌套网格技术,分析了不同高速气流来流速度及攻角下前级的气动与运动特性,得到了前级典型气动参数、动态分离速度及静动态分离速度差异变化规律.结果表明:在本文研究范围内,静动态分离速度差异在不同高速气流来流速度和攻角条件下变化明显.随高速气流来流速度增大,前级分离结束时刻的阻力系数、升力系数和动态分离速度减小,速度差异因子增大;随攻角增大,阻力系数、升力系数和分离速度增大,速度差异因子减小.      

带减阻杆的高超声速弹丸气动特性研究

为了研究带减阻杆的高超声速弹丸气动特性,基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式、k-ω SST两方程湍流模型,采用有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并对数值方法的有效性和可靠性进行了验证.在此基础上,对带减阻杆的高超声速弹丸流场进行了数值模拟.研究结果表明:基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式发展的数值方法可信度较高,能用于弹丸气动特性数值计算;在减阻杆长度一定条件下,随着马赫数的增大,减阻率将提高;在一定的减阻杆长度、马赫数下,随着攻角的增大,全弹总阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数将增加;减阻杆基本不会影响弹丸的升力和俯仰力矩.研究结果为高超声速弹丸工程设计提供参考.     

复杂外形火箭导弹三维绕流与喷流干扰流场的数值模拟

该文基于雷诺平均三维Navier-Stokees方程及k—ε模型，采用高精度的有限体积TVD格式以及多重网格Runge-Kutta时间推进算法对在超声速有攻角条件下带尾翼／弹翼的弹箭绕流与喷流干扰流场进行了数值模拟。获得了绕流和喷流相互干扰的波系结构，以及弹翼与尾翼、弹翼／尾翼与弹体相互作用的复杂流场，分析其流动现象，揭示了流动规律，为火箭导弹合理的气动布局提供依据。     

基于Fluent的硬式空中加油杆气动特性计算

硬式空中加油杆是空中加油的关键部件。借助于商业CFD软件FLUENT,对某型硬式空中加油杆在不同攻角、不同飞行马赫数的气动力进行了计算,得出了该型加油杆升力系数、阻力系数以及随飞行马赫数和攻角的变化规律。仿真结果表明,计算的气动参数可以为硬式空中加油杆的模型和数据提供依据和参考,与传统计算方法相比有一定的优越性。     

微小型飞机三维气动力特性的数值分析

对微型飞行器在Vin=15m/s,飞行攻角α=-10°～15°条件下的三维气流流动进行数值模拟.对升力系数、阻力系数等气动特性进行了分析研究,得出了一些与低雷诺数有关的微型飞机所特有的气动力特性.     

掠飞末敏弹滚转气动特性研究

为研究掠飞末敏弹在高速滚转状态下的气动特性,对其进行了静态和自由滚转风洞实验研究,在此基础上,结合数值仿真和近似理论方法,分析了弹箭高速滚转运动对其气动参数的影响,并获得了不同马赫数下的平衡转速随尾翼结构参数的变化规律.结果表明:平衡转速随马赫数增加而增大,但变化斜率随马赫数增加有所减小;在相同马赫数下,平衡转速随攻角增加而减小,且变化规律具有非线性特性;增大尾翼根稍比、扭曲率以及后掠角均有利于提高弹箭平衡转速;弹箭在高速滚转状态下的气动特性与静止状态相比存在显著差异,除产生较大的偏航力矩外,还将导致俯仰力矩系数减小、压心位置前移等现象,这对提高尾翼弹箭飞行稳定性是不利的.      

小口径弹丸头锥三自由度偏转气动特性分析

为研究小口径弹丸的二维弹道修正能力,进行了头锥三自由度偏转时弹丸整体的气动特性分析。建立弹丸的弹轴坐标系和弹头坐标系,确定2个坐标系的相对欧拉角为偏角和转角。通过控制不同的偏角和转角,运用计算流体力学软件Fluent仿真分析弹丸头锥在不同空间位置的气动特性。在5°攻角和弹丸头锥的不同偏转情况下,采用数据拟合方法得到弹丸的俯仰力矩系数、偏航力矩系数随弹丸头锥偏角和转角变化的数学模型。仿真结果表明,在头锥不偏转的情况下弹丸具有较好的稳定性,静稳定储备量为13.54%。