基于XFlow的仿生扑翼飞行器机翼气动特性分析

通过空间曲柄摇杆结构产生的急回特性来实现仿生飞行器扑翼运动.为了探究仿生扑翼飞行器的气动特性的影响因素,采用玻尔兹曼模型的粒子跟踪方法模拟扑动过程中气动特性,基于计算流体力学仿真软件XFlow对不同翼型、翼展、翼平面形状进行仿真分析并探究对升力和推力的影响.结果表明:翼型弯度和翼展的增大能够增加扑翼飞行器的升力系数,推力系数随着弯度的增大而变小;通过综合分析得到翼展长度在2.5倍弦长时,气动特性最佳;不同翼面形状的机翼具有不同的气动性能,相对于机翼后缘几何形状,前缘对气动特性的影响较大.研究结果为扑翼飞行器机翼的系统设计提供了有益的指导.     

柔性与刚性机翼微型飞行器气动特性差异研究

设计并研制了一种布局形式的刚性机翼和柔性机翼的微型飞行器,在风洞中研究了刚性机翼和柔性机翼微型飞行器的气动特性,给出了刚性机翼和柔性机翼的气动特性差别。研究结果表明柔性机翼的气动特性要比刚性机翼好,柔性机翼具有延迟失速的能力,有利于安全、稳定飞行。     

扇翼飞行器绕翼型流动数值研究

扇翼飞行器以其低速大载荷、低噪音特性在军用及民用领域有着广泛的应用前景．基于CFD软件采用滑移网格技术对简化为二维的绕翼型流动进行数值模拟,得到低速大迎角下绕翼型的流场,分析并比较了不同迎角下的流场结构,给出了升阻力随迎角的变化关系．在此基础上通过比对分析翼型局部几何形状改变后得到的数值模拟结果,得到了飞行器机翼前缘高度对绕翼型流场的影响以及相应的升阻力变化情况,并讨论了引起这些影响和变化的可能原因．最终给出可用于扇翼飞行器设计的方案．     

可变展长机翼非定常气动特性数值研究

为探索可变展长机翼变形过程中的非定常气动特性及其机理,以ONERA M6机翼为模型,利用动网格技术对其进行了非定常气动特性研究.研究表明:在机翼连续变展长过程中,非定常气动特性曲线以滞回环的形式围绕着相应的准定常曲线;变形周期、攻角和来流马赫数对滞回环有一定影响,但与准定常气动特性相比,单纯的展长变化引起的非定常气动效应并不明显;在一定的计算条件下,非定常升力系数偏离其相应的准定常升力系数的最大值不足2%;可变展长机翼非定常气动特性产生的主要原因在于流场结构迟滞.同时,由于流场结构迟滞效应比较微弱,可变展长机翼的非定常气动特性不显著.      

一种折叠翼飞行器动态仿真分析与实验设计

 探讨折叠翼飞行器在飞行过程中的特性,设计一种全尺寸折叠翼飞行器.利用Abaqus软件对该飞行器不同折叠角度状态的模态和动态响应进行分析,结果表明,折叠翼的折叠角度小于90°时,其第3、第4阶模态表现为弯扭组合变形,容易在亚声速条件下发生颤振现象.利用实验方法,设计、制作了试验机并进行试飞,结果发现该试验机后掠角较大,机翼展开后飞行器焦点也相应前移,因此该飞行器在机翼折叠状态下飞行更稳定.     

展向自适应机翼总体气动特性分析

针对展向自适应机翼的气动特性随折叠角度变化的问题,以经典翼型NACA0012为基础,设计了内外段比例为7∶1的展向自适应机翼。基于结构化网格和雷诺平均N-S方程,采用自主开发的流场求解器,研究了自适应机翼在不同速域、不同折叠角度情况下的总体气动性能以及操纵特性。从升阻比和机翼表面压力分布两个方面,对比了外段机翼在不同折叠角度下的总体气动效率以及折叠角度对流场特性的影响规律。研究结果表明,自适应机翼的对称变形在合适的折叠角度下可以使亚声速和超声速飞行条件下的气动效率大幅增加,增幅高达28%;亚声速飞行时的高气动效率来源于升力增加和阻力减小的共同作用,而超声速时的高气动效率主要来源于阻力的减小;在跨声速飞行条件下的气动特性随折叠角度变化不明显;非对称变形可以产生明显的用于方向操纵的滚转力矩和偏航力矩。通过将外段机翼折叠到不同角度,展向自适应机翼可以适应不同的飞行工况,获得更好的气动效益,可应用于下一代亚声速或超声速飞机。     

自然风速下低雷诺数风力机翼型 气动特性随机数值分析

为量化随机自然风速条件下风力机翼型气动特性不确定程度,以S809风力机翼型为研究对象,基于非嵌入式概率配置点法和Transition SST转捩方程,建立了低雷诺数风力机翼型气动特性随机数值分析模型,获得了自然风速条件下风力机翼型气动力确定性和不确定性成分比例,并揭示了风速大小和方向随机耦合作用对翼型流场结构、压力系数和摩阻分布及湍动能的影响及不确定传播机制.结果表明,随机风速风向对翼型升阻气动因子不确定度影响显著,在计算攻角范围内S809翼型升阻比3σ置信区间相对不确定度最大为±35.13％;随机风速风向耦合作用下翼型升阻比不确定度分别是单随机因素下的4.76倍和1.08倍;翼型对来流不确定性敏感区域为前缘,可以考虑在翼型前缘部分进行气动稳健性优化设计.     

微小型变体飞行器建模与控制系统设计

研究了机翼可后掠变形的微小型变体飞行器动力学建模和飞行控制系统设计方法. 通过状态点选取、气动参数计算和数据拟合插值,建立了变体飞行器的动力学模型. 针对模型的特点,提出了一种以参数空间方法为基础的变体飞行器飞行控制系统设计方法,通过计算机辅助算法,设计了纵向通道控制系统. 仿真结果表明,所设计的公共固定增益控制器能够使得变体飞行器在不同飞行阶段始终具备要求的动态特性,具有可行性和工程实用性.      

HIRENASD机翼静气弹问题的数值模拟方法研究

跨音速状态下由于激波、附面层干扰影响,使得流动控制方程非线性,导致线性化的气动弹性分析方法无法准确对机翼静气动弹性进行分析。针对弹性机翼跨声速非线性静气动弹性问题,本文采用三维可压N-S方程为控制方程,基于双向流固耦合分析方法,以HIRENASD机翼为研究对象,对不同攻角、不同Mach数下的静气动弹性变形进行数值模拟,通过仿真分析,得到了不同攻角、Mach数对弹性机翼变形及应力特性的影响规律,并分析了非线性静气动弹性对机翼纵向气动特性的影响,可为相关飞行器的结构设计提供一定的依据。     

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.