基于CFD与最小二乘法的翼伞动力学建模

襟翼偏转气动计算是翼伞建模的关键问题,为提高翼伞动力学模型精度,本文引入襟翼偏转气动模型,提出CFD数值模拟与最小二乘辨识相结合的方法:数值模拟借助动网格动态捕捉翼伞外形与姿态变化,获取襟翼偏转气动数据;最小二乘法进行模型参数辨识,修正翼伞气动计算.研究表明襟翼偏转气动模型较好反映翼伞气动规律,对应动力学模型与空投试验数据接近,验证本文建模方法的有效性,为翼伞精确建模提供新思路.      

扑翼飞行二维情形数值分析

基于计算流体力学(CFD)方法对微扑翼飞行的非定常空气动力学问题进行研究,已被大多数学者所认可.在对昆虫飞行运动仿真模拟的基础上,建立了扑翼运动二维简化模型及运动方程,并利用FLUENT软件及其嵌入用户自定义函数(UDF)和动网格技术,分析了二维翼型在不同控制飞行参数(包括扑翼频率、最大转动幅值、平动和转动相位差等)下的平均升力和阻力系数.数值模拟所得结果为微扑翼飞行器的设计提供了参考依据.     

仿生翼几何特征与气动性能的关系初探

为了揭示鸟类翅膀特征结构与其气动性能的关系,从而为高效低噪仿生翼型的设计和开发提供有益的基础信息和仿生学理论支撑,使用三维激光扫描仪对4种常见鸟类(红嘴相思鸟、黑尾蜡嘴雀、八哥、家鸽)进行实体扫描,将真实鸟翼进行数字化建模,构建了4种三维仿生翼模型,并截取得到沿翼展方向不同截面位置处的仿生翼型。运用数值模拟方法对仿生翼的气动性能和噪声特性进行研究,并比较了不同攻角和不同雷诺数下4种仿生翼的气动性能。研究发现:4种仿生翼的气动性能曲线变化趋势一致,雷诺数对于4种仿生翼的影响效果也是相似的;当雷诺数大于100 000时,仿生翼气动性能的雷诺数效应并不明显;八哥仿生翼的气动性能良好,但适用的攻角范围较小;红嘴相思鸟仿生翼的升阻比相对较低,但对攻角的变化不敏感;擅长飞行的鸟类翅膀更明显地分化成两个部分,靠近翅根的部分整体弯曲,翼型不对称,靠近翅尖的部分基本平直,为对称翼型。噪声模拟结果还揭示了特定飞行状态下仿生鸟翼的气动噪声特性,可以推测,仿生翼的尾迹特征和飞行速度是影响其噪声分布情况的关键因素。     

集流器结构对多翼离心风机气动性能的影响

针对多翼离心风机的集流器,采用计算流体力学(CFD)方法和实验测量方法研究了结构对吸油烟机用多翼离心风机气动性能的影响。首先,通过CFD方法对吸油烟机用多翼离心风机的原型机进行了多工况数值模拟,获得流量-压力性能曲线,并将数值模拟结果与实验测量结果进行比较,验证了本文模型的有效性。然后,通过改变集流器出口直径do与集流器到叶轮轴向间隙δ来确定集流器最佳结构参数,达到提高风机气动性能的目的。与原型风机相比,采用经过参数优化的集流器,风机的气动性能得到提升。优化前后多翼离心风机内部流场的分析结果表明:集流器结构参数的优化,使得多翼离心风机在整个工况范围内的气动性能都得到了提升;但是,随着集流器与叶轮之间轴向间隙的增大,风机气动性能的变化呈非线性;当do=206mm、δ=6mm时,风机的风量达到最大。实验测量结果表明:所用集流器的多翼离心风机的最大风量增加了1.0m3/min,最大静压提升了25Pa。数值和实验研究工作对多翼离心风机性能改进具有理论意义和实际应用价值。     

一种大型冲压式翼伞的设计与试验

冲压式翼伞是一种具有高滑翔比和可控飞行能力的降落伞，在精确空投和回收领域具有广阔的应用前景。国外大型冲压式翼伞的设计技术较为成熟，冲压式翼伞也得到了广泛应用；而国内的设计技术还停留在中小型冲压式翼伞上，大型冲压式翼伞的设计和应用较少。该文提出了一种大型冲压式翼伞的设计方法，给出了结构设计方法，修正了气动性能的工程计算方法，并设计了一个用于回收运载火箭助推器的大型冲压式翼伞，分析了该伞气动性能数值的计算结果和试验数据。修正后的工程计算方法可计算翼伞系统的失速攻角，能够解释在小安装角下翼伞系统无法配平的现象，得到的大型翼伞系统气动性能数据与空投试验的数据也较为接近，是大型冲压式翼伞设计的有效辅助方法。空投试验和飞行试验的成功也证明了这种大型冲压式翼伞的设计方法合理可行。     

仿生蝙蝠扑翼飞行器设计及气动特性分析

研究仿生蝙蝠扑翼飞行器扑翼过程中的气动特性,分析蝙蝠扑翼飞行周期的扑动流程为展开—下扑—收缩—抬升,将飞行器翅翼主要分为驱动机构及折叠机构.运用UG软件进行三维建模后建立数学模型,并利用ADAMS软件仿真验证,分析得到扑翼飞行器运动参数.采用ADAMS-XFlow联合仿真,考察不同翼型、来流速度和扑动频率对气动特性的影响.仿真结果表明,本文设计的扑翼飞行器半椭圆翼飞行参数优于矩形翼;3 m/s的飞行速度为最佳飞行速度;扑动频率应控制在2 Hz.仿真结果能够为扑翼飞行器结构设计选型、飞行环境及飞行参数设定等提供理论参考.     

风、雨对某型导弹飞行过程影响的数学建模与仿真

导弹在飞行过程中不可避免的遇到各种外界干扰。其中环境对导弹飞行的速度姿态角的变化的影响尤为明显,所以研究导弹在风雨条件下的飞行是非常有必要的。为了研究环境因素对导弹飞行过程的影响首先建立导弹的运动学和动力学数学模型,然后建立风等的环境模型,再利用vc++通过四阶龙格库塔法进行仿真。最后得出导弹飞行过程中姿态角主要受风的影响,而雨由于只是宏观建模,对导弹的飞行过程影响主要是速度高度的影响较大。     

基于CFD分析的弧形翼导弹气动外形优化

为探索将高精度CFD分析引入高超声速飞行器气动外形优化设计的可行性,以6°飞行攻角、6马赫飞行速度下的最大升阻比为目标,引入CFD分析计算气动性能,使用Nelder-Mead可变多面体搜索方法对高超声速弧形翼导弹进行了气动外形优化.计算结果表明,在满足弹翼安全性的条件下,优化外形比初始外形的升阻比有明显提高（约9.22%）,同时阻力系数、弹翼展长和弹翼面积均有不同程度的降低.计算结果充分证明了优化设计的有效性和采用CFD分析的必要性.依据该文结果提出一种前掠弧形翼高超声速导弹气动布局方案.     

火星超低雷诺数下螺旋桨气动性能研究

火星超低雷诺数环境导致螺旋桨系统气动特性相比于地球环境显著恶化,翼型表面层流分离现象影响了火星螺旋桨的气动特性.为设计出适应火星低雷诺数环境的螺旋桨,深入了解超低雷诺数对翼型气动特性的作用机理,采用Transition SST转捩模型求解非定常可压缩N-S方程的数值模拟技术,对几种适用于低雷诺数环境的翼型进行火星超低雷诺数环境下气动特性模拟计算,从而选取最适应火星大气环境的翼型.结果表明CLF5605翼型具有更好的气动性能.对选定的翼型进行不同超低雷诺数下气动特性模拟计算,揭示了超低雷诺数对翼型气动特性的影响,即在火星大气雷诺数范围内,更高的雷诺数对应更好的气动性能;对雷诺数从100～20 000翼型表面边界层状态进行数值模拟,发现翼型层流分离结构发生显著变化,从低雷诺数下的层流边界层状态,随着雷诺数的增加开始发生层流分离,在翼型尾缘产生层流分离泡,并最终变成湍流边界层.采用最小能量损失的方法设计火星螺旋桨,对其气动性能进行了数值模拟仿真,并对轻量化制造的螺旋桨进行了地面台架实验验证,通过将地面实验结果与CFD数值模拟仿真结果对比,验证了螺旋桨轻量化设计合理性以及数值计算的准确性.     

“插头-锥管”式空中加油软管平衡拖曳位置计算

空中加油软管运动规律的研究是分析战斗机空中加油时控制规律和验证飞机飞行品质的重要前提, 加油软管平衡拖曳位置计算是研究空中加油软管运动规律的基础.利用机翼附着涡和自由涡模拟加油机尾流场对加油软管和锥套的影响,分别建立空中加油软管流场模型、软管气动模型和稳定伞气动模型.将空中加油软管质点离散化,从软管、稳定伞空间受力平衡出发,推出了"插头-锥管"式空中加油软管空间平衡拖曳位置计算方法.利用此方法计算了不同飞行状态下空中加油软管平衡拖曳位置,并分析了空中加油软管平衡拖曳位置在不同飞行状态下的变化规律.计算结果与实际情况吻合,为研究空中加油软管运动规律奠定了基础.     

翼伞系统双侧差量控制运动姿态研究

目前对翼伞系统工作在非正常条件下的运动特性缺乏理论探索,研究了翼伞系统双侧差量控制条件下的运动姿态变化规律.建立了翼伞系统6自由度动力学模型;选取相应伞型,借助MATLAB仿真软件,对翼伞系统工作在双侧等量控制条件下的姿态信息进行了分析;进一步对翼伞系统异常工作条件下的转弯速率、转弯半径、姿态角的变化特征进行了研究.结果表明,翼伞系统工作在差量控制条件下的转弯速率、姿态信息等有别于正常工作条件下的变化趋势.研究结论为翼伞系统的顺利应用,提供了更接近与实际工作环境的理论支撑.     

DLR—F6翼身组合体跨音速流场CFD应用计算研究

针对跨音速运输机经典算例DLR—F6翼身组合体模型,采用CFD方法对其气动特性进行了黏性流动数值模拟,流动模型为雷诺平均N-S(RANS)方程。首先采用"超立方体"概念生成绕DLR—F6翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,研究网格拓扑结构对气动特性的影响。在此基础上通过网格细分和粗分考查了网格密度对计算结果的影响,最后进行了湍流模型的影响研究。通过与实验数据对比分析,得出了适宜DLR—F6翼身组合体跨音速黏性流动的计算网格,并总结出了能较好模拟其跨音速流场特性的湍流模型。结果表明:网格拓扑结构的合理设计会对计算结果产生一定的影响。网格密度对机翼表面压力分布没有明显影响,但对阻力系数影响显著。湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对翼根处的分离也有一定的影响。SST模型计算的气动力系数比SA模型接近实验值。     

DLR-F6翼身组合体跨音速流场

针对跨音速运输机经典算例DLR-F6翼身组合体模型,采用CFD方法对其气动特性进行了粘性流动数值模拟,流动模型为雷诺平均NS(RANS)方程。首先采用“超立方体”概念生成绕DLR-F6翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,研究网格拓扑结构对气动特性的影响,在此基础上通过网格细分和粗分考查了网格密度对计算结果的影响,最后进行了湍流模型的影响研究。通过与实验数据对比分析,得出了适宜DLR-F6翼身组合体跨音速粘性流动的计算网格,并总结出了能较好模拟其跨音速流场特性的湍流模型。结果表明：网格拓扑结构的合理设计会对计算结果产生一定的影响;网格密度对机翼表面压力分布没有明显影响,但对阻力系数影响显著;湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对翼根处的分离也有一定的影响;SST 模型计算的气动力系数比SA模型接近实验值。     

基于CFD的发动机冷却风扇仿真优化研究

文章介绍了汽车发动机冷却风扇气动性能的CFD仿真方法,利用流体分析软件Fluent对冷却风扇进行了流场仿真分析和气动噪声计算,仿真结果与试验结果吻合较好,验证了仿真模型的可靠性。对影响冷却风扇气动性能的几何参数因素进行了分析研究,依据研究结果,针对原型风扇提出了2种改进方案,结果表明,在保证风扇冷却性能的前提下,风扇的噪声值得到了明显降低。     

直升机旋翼前飞状态下的气动弹性分析

建立一种旋翼前飞状态下的旋翼气动弹性分析模型,模型中采用松耦合方法集成高精度计算流体力学(CFD)气动模型。采用Green应变以及几何精确的弹性运动及变形的几何关系式;并通过Hamilton建立旋翼动力学方程。采用基于N-S控制方程的CFD气动模型,采用滑移网格技术实现桨叶运动。通过计算SA349/2直升机前飞状态下的挥舞、摆振振动载荷,对比试验数据,验证建立的气动弹性分析模型。结果表明,集成CFD的气弹模型能有效提高振动载荷预估精度,对于高阶谐波载荷的计算有很大的提高。     

翼伞系统自主归航在线风场辨识研究

研究了1种适用于翼伞系统自主归航过程中的在线风场辨识模型.针对翼伞系统归航过程中容易受到周围风场干扰,实现精确自主归航需要辨识出周围风场信息的问题,根据翼伞系统飞行轨迹变化特征,建立了1种在线风场辨识的模型.模型分为转弯飞行和直线飞行风场辨识2个部分,采用风速矢量3角形及曲线拟合等方法实现实际平均风场识别.对模型的应用条件和性能特征作了分析.数据仿真结果表明,该模型能够正确识别出预定风场信息,证明了模型的正确性和有效性,为翼伞系统实现在线轨迹规划提供了风场信息前提.     

阻力伞-灵巧子弹系统气动及稳定性研究

为研究阻力伞-灵巧子弹系统空气动力学特性及气动特性对系统飞行动稳定性的影响,应用系统动力学和计算流体力学对非轴对称弹体外形进行了对比仿真,分析了子弹和阻力伞气动流场,与风洞试验进行了对比;为优化伞-弹系统气动特性,提高打击效率提供了数据支持,同时建立伞-弹弹道模型进行系统弹道仿真,归纳了气动数据、开伞时间对系统动稳定性影响规律.结果表明非对称外形对子弹气动特性影响不大,系统气动特性稳定,合适的开伞时间和气动参数对动稳定性有一定影响.      

基于Matlab无人机数学模型仿真分析与研究

无人机数学模型的研究和建立是其飞行实时仿真系统和研究其飞行控制律设计的基础,针对某型无人机进行飞机运动方程的建模与仿真研究,建立了飞机六自由度非线性飞行运动学和动力学模型,并在Matlab/SIMULINK软件环境下建立数字仿真模型和线性化模型.飞行仿真模型采用了模块化的设计结构,具有一定的通用性.     

平头弹超音速尾流对飘带伞气动特性的影响

提出了一种用于超音速抛撒平头子弹药的飘带伞结构的新型超音速伞,研究弹体超音速尾流对伞气动特性的影响.在风洞试验结果验证的基础上,通过建立多套分块结构化网格模型,采用有限体积法和SST湍流模型对单独弹和伞弹分别进行超音速数值模拟,用数值纹影法显示弹体尾流场并进行了分析,得到了平头弹超音速尾流对飘带伞气动特性影响的变化规律.结果表明,弹体尾流对伞气动特性的影响随马赫数的增加而变大,随弹伞间距与弹径比和伞弹径比的增加而变小,随飘带宽度与弹径比的增加先基本保持不变后变大.     

大涵道比涡扇发动机涡轮过渡段的数值研究

采用CFD数值模拟方法对大涵道比涡扇发动机高压涡轮与低压涡轮之间的过渡流道进行了气动性能计算。通过与实验数据的对比,验证了CFD计算模型预测涡轮过渡段气动性能的可靠性以及计算精度。分析了径向偏移较大的涡轮过渡段流动特点和损失机理,为进一步提高过渡段气动性能提供研究方向。高性能大涵道比发动机中,涡轮过渡流道流动机理复杂,设计难度大,其可供挖掘潜力较大。