钻石背弹翼的静气动弹性研究

使用动网格技术耦合结构模型和气动模型,利用逐次迭代法计算钻石背弹翼的气动弹性变形.使用模态法构造结构模型,求解N-S方程计算气动力.计算了不同刚度弹翼的气动弹性变形以及变形对气动特性的影响并与实验结果对比.结果表明:钻石背弹翼的气动弹性变形量越大,其法向力越小;柔性钻石背弹翼小直径炸弹的法向力大小以及随攻角变化趋势与计算风洞实验结果接近;钻石背弹翼两侧非对称变形会引起滚转力矩,并且滚转力矩随攻角增大而增大.     

钻石背弹翼外形参数对气动特性的影响

定义了描述钻石背弹翼平面形状的2个几何参数,采用模块化方法设计了一组风洞实验模型,进行了风洞测力实验,研究了前、后翼条高度差及其间距对钻石背弹翼气动特性的影响.实验结果表明,前翼条高、后翼条低配置的钻石背弹翼的升力、升阻比比前翼条低后翼条高配置的钻石背弹翼的升力、升阻比大;前后翼条间距对钻石背弹翼气动特性的影响较小.     

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。     

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.      

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.     

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.     

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%。     

次口径非对称鸭舵对弹道修正弹气动特性的影响

为研究次口径非对称鸭式布局的弹道修正弹气动特性,基于网格装配的方法建立了修正弹气动力计算模型,并通过风洞试验对超音速条件下的计算结果进行验证,从鸭舵绕流、升阻系数和滚转力矩方面分析鸭舵对修正弹气动参数的影响. 研究结果表明,次口径非对称鸭舵使修正弹相比传统弹丸阻力系数增加达14%,但操纵舵引起的升力使弹丸的射程衰减率降至10%. 鸭舵安装角对修正弹升力影响效果大于阻力. 通过工程简化模型将升力分解为操纵舵提供的升力和由于鸭舵的存在使弹体产生的升力两部分,拟合出鸭舵对弹体升力的干扰因子.      

高旋弹二维修正引信双旋结构气动特性及气动力表征

针对配二维弹道修正引信高旋弹具有弹体气动参数非对称、纵向和横向修正紧密耦合等问题,为了准确表征高旋弹气动参数、明确修正弹丸气动特性和产生机理,提出了基于CFD (computational fluid dynamics)仿真的双旋结构气动力计算分析方法.在构建双滚转域流场仿真模型的基础上,对比了二维修正引信不同控制状态下的弹丸受力情况;明确了高旋弹固有气动力和二维修正引信所引起的气动力;建立并推导了攻角与滚转角耦合情况下的舵片受力模型.研究表明：针对二维修正组件,需要考虑合攻角与舵滚转角的相对位置关系以计算诱导阻力;受迎背风和舵片绕流影响,舵片受力模型和弹体的横、纵向气动力均随攻角、滚转角及马赫数变化.     

固定翼双旋弹修正组件滚转控制研究

针对固定翼双旋弹修正组件滚转通道存在的输入扰动和模型不确定性问题,设计一种基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制方法. 通过对修正组件电气系统和机械系统的建模,得到执行机构电磁控制力矩的计算方法,利用理论分析及实验测试,研究了修正组件气动力矩和滚转阻尼力矩的建模方法,从而得到滚转通道控制模型,并设计基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制器实现滚转角度控制. 半实物仿真实验结果表明,通过对修正组件电气系统和机械系统分析建立滚转通道控制模型的方法可行,设计的滚转通道控制器能够实现精确的滚转角控制.      

“钻石背”弹翼颤振的数值计算

研究"钻石背"弹翼的颤振特性.采用Newmark算法简化颤振方程,耦合结构模型和非定常Navier-Stokes模型在时域内求解颤振方程.使用FLUENT 6.2软件求解非定常Navier-Stokes方程,得到非定常气动力;使用NASTRAN软件弹翼进行结构分析.用AGARD 445.6翼算例验证了计算方法的可行性,进行了"钻石背"弹翼的颤振特性计算,得到了颤振速度和颤振频率.     

飞行汽车机翼折叠系统机构运动学分析

为延长飞行汽车的飞行时间及实现飞行汽车可以在空中飞行模式与陆地行驶模式下正常工作,在根据升力公式对飞行汽车机翼进行设计选型后,对机翼折叠、回收机构进行设计并基于复数矢量法建立机翼折叠、回收机构运动学模型,使用MATLAB分析计算了机构关键杆件的角位移、角速度、角加速度变化情况,并用Adams对机构进行运动仿真分析。分析结果表明：机翼折叠机构与回收机构的角位移、角速度、角加速度图像均未出现激增或骤降,机构结构设计合理,可实现平滑稳定运动,运动特性良好。其中,通过控制折叠机构驱动杆件由83.25°偏转至116.75°实现折叠外翼90°的偏转。通过控制回收机构驱动滑块位移516.6 mm实现机翼90°的展开。最终在30 s内完成机翼折叠及回收作业。     

某跑车尾翼外形变化对气动升力影响的仿真分析

为研究汽车行驶时,气动升力随着车速的提高,对汽车的操纵稳定性和动力性的影响,研究气动升力的附加装置.以一跑车模型的尾翼为基础,采用一种修正湍流模型的数值计算方法,探讨了外形、攻角、翼面凹坑以及支架形式对尾翼表现的影响.结果表明:后负升力翼产生的负升力与外形和支架形式有很大关系,且随着攻角的增大而增加,而翼面凹坑能起到增加负升力的作用.     

多控制面对鸭翼-前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响

针对机翼前、后缘控制面对鸭翼 前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响,通过CFD/CSD松耦合计算方法求解三维不定常N-S方程和线弹性静力学方程,得到了前、后缘控制面单独偏转和协同偏转状态下弹性前掠翼的气动特性和弹性特性。研究结果表明：弹性机翼相比于刚性机翼有更好的升力特性和大迎角失速特性;控制面偏转方式的变化也会对气动特性和弹性特性产生影响,当控制面单独偏转时,前缘控制面下偏和后缘控制面下偏均能增大弹性机翼的升力系数,最大升力系数增量分别为2.60%和8.69%;当控制面协同偏转时,同向偏转时的升力增幅比单独偏转时更大,最大升力增量为11.96%,反向偏转的升阻比特性较好,并可在小迎角范围内降低弹性变形和扭转。     

翼尖形状对双后掠飞翼纵向气动特性的影响

以双后掠飞翼为基础外形,兼顾隐身性能,对其翼尖进行改形设计。利用数值模拟方法研究翼尖平面形状对双后掠飞翼布局纵向气动特性和纵向静稳定性的影响。结果表明：剪切翼尖可以提供向前的推力、减小飞翼的阻力,提高最大升阻比,增强纵向静稳定性。不同形状的剪切翼尖影响效果不同,巡航状态下,相比于基础构型,剪切翼尖最大可以使双后掠飞翼阻力减少7.9%,最大升阻比提高11.9%,纵向静稳定裕度增加10.8%。研究结果对双后掠飞翼布局翼尖形状的选取有一定的参考意义。     

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。     

翼身组合体定常亚音速升力特性的数值研究

用有限基本解方法研制成翼身组合体升力和力矩的计算程序。以当量回转体代替机身,机翼可以有后掠、厚度及弯度。厚度问题用线源模拟,先予解决。然后求解升力问题,这时考虑了厚度的影响。此法简单且有一定的精度。本文还计算了一些实例,并与实验作了比较。对机身影响、机翼的后掠和根梢比等作了简要的讨论。     

管式发射巡飞弹的气动特点及设计

讨论了管式发射巡飞弹的气动特点和设计,分析了折叠翼的低雷诺数高升力翼型的气动特性、设计方法以及弹翼的折叠设计,并分析了柔性充气翼的发展、优缺点、气动特性以及目前存在的技术难题.研究结果表明,封装后的充气翼不会破坏机翼结构的整体性,体积降为展开体积的1/10,避开了传统飞行器复杂的折叠结构,质量也大为减轻.分析结果表明充气翼的发展优势以及巡飞弹气动一体化总体设计技术的重要性.     

水翼型水上飞机水动性能数值计算及分析

采用空气动力和水动力耦合求解并结合动力学平衡方程方法对水翼型水上飞机水面起飞过程水动性能进行计算。使用Realizable k-ε模型对NACA0012三维地效机翼进行计算,验证空气动力计算方法。使用流体体积函数(VOF)方法对验证模型在不同弗汝德数下进行数值模拟,验证水动力计算方法。最后,对水翼型和双浮筒型水上飞机水面起飞过程进行数值计算,计算结果表明,水翼能够产生较大水动升力,当速度达到12 m/s时,水翼产生的水动升力将机身抬离水面;水翼水动升力峰值为6 395 N,约占飞机总升力的83%,双浮筒型水上飞机阻力增加较快,其阻力峰值约为水翼型水上飞机阻力峰值的1. 87倍,从而证明了水翼能够产生较大水动升力并能有效降低水上飞机的水动阻力。