前张式尾翼弹气动特性分析

对前张式尾翼弹的气动特性研究,可以为该弹气动外形的改进和稳定装置的优化提供依据,对外弹道的解算提供前提条件。应用流体力学软件FLUENT模拟前张式尾翼弹在不同攻角和马赫数下的空气动力,分析弹丸周围的流场特性。研究表明,阻力系数和升力系数均随马赫数的增长先增大后减小,不同的是升力系数在跨音速时突然减小;阻力系数和升力系数与攻角呈正比关系;尾翼部分提供升力占总升力28%~65%,所受阻力占总阻力10%~30%。     

飞行型绳牵引并联机器人气动特性计算与分析

为研究飞行型绳牵引并联机器人的气动力学特性。对并联机器人进行了三维模型的建立,采用流体力学分析软件Fluent对模型计算域进行网格划分和边界条件设置;研究了不同攻角和速度条件下升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数等气动特性。结果表明:在给定飞行速度时,升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线都具有收敛性以及表面压力分布的均匀性。飞行速度较低时,阻力系数随攻角增大而缓慢增大;升力系数随攻角增大而正比增大。飞行速度较高时,阻力系数在攻角为0°～12°时随飞行速度正比增大,飞行速度增大到一定值后,不同速度下的阻力系数差别不大。升力系数在攻角为0°～8°时正比增大,在攻角为8°～16°时,随攻角增大而减小。俯仰力矩系数受到攻角和飞行速度的影响。     

某飞行器的气动特性计算及仿真

为了研究飞行器在攻角范围为0°~15°时的气动特性,文中采用Gambit软件对飞行器进行物理建模,通过Fluent软件设置典型值对飞行器在某一马赫数和不同攻角下的气动力进行仿真计算,结果表明该飞行器的升力系数在攻角范围为0°~12°时逐渐变大,在攻角范围为12°~15°时减小;阻力系数和俯仰力矩系数随着攻角的增大逐渐增大.     

自由旋转卷弧翼弹箭的气动特性数值分析

为深入研究自由旋转卷弧尾翼弹箭的气动特性，利用计算流体力学方法及滑移网格技术对卷弧翼弹箭开展了时间精确非定常数值模拟。通过与文献对比的方式验证了模拟方法的有效性；分别利用网格无关性和时间步数无关性检验，确定出合适的网格数量和时间步数；在不同马赫数下对比、分析了自由旋转卷弧翼弹箭和固定卷弧翼弹箭的气动特性差异；考虑不同的翼、体差动滚转条件，研究了差动滚转角速度对自由旋转卷弧翼弹箭气动力矩特性的影响。结果表明：由于翼、体连接处黏性涡的强度不同，自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数和马格努斯力矩系数明显小于固定卷弧翼；在马赫数0.8和1.1条件下，自由旋转卷弧翼弹箭的马格努斯力矩系数接近于0,其滚转力矩系数与差动滚转角速度基本呈线性关系，而马格努斯力矩系数与差动滚转角速度呈明显的非线性关系；受翼、体连接处黏性涡的影响，自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数随马赫数增大而急剧减小，马格努斯力矩系数随马赫数增大而急剧增大；上述因素对卷弧翼弹箭的气动特性影响较大，在气动、弹道设计时须予以着重考虑。     

正、余弦指令控制方式旋转导弹气动特性分析

为了研究正、余弦控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转。在与风洞试验结果进行对比,验证了数值模拟准确性基础之上,对不同转速、迎角、马赫数下正、余弦控制方式旋转导弹的气动特性进行数值模拟,得出如下结论:当采用相同最大舵偏角时,导弹进行正、余弦控制时其法向力系数要比静态条件下小,其侧向力系数和偏航力矩系数要比静态条件下大;导弹进行正、余弦控制时的偏航力矩系数大小要比不控时小;转速的变化对全弹法向力、侧向力特性以及鸭舵提供的法向力影响相对较小;亚声速条件下导弹的侧向力系数和偏航力矩系数数值比超声速条件下大;导弹做锥进运动时,合成迎角Г的变化对周期平均升力系数和侧向力系数影响较小,Г的变大会使周期平均偏航力系数、周期平均阻力系数数值变大;旋转效应是正、余弦控制方式旋转导弹产生侧向力的原因,并且鸭舵、尾翼产生的侧向力占主导地位。     

旋转弹丸气动特性的尺度自适应模拟

为了预测旋转弹丸的气动特性,采用剪切应力输运(shear stress transfer,SST)湍流模型和尺度自适应模拟方法(scale-adaptive simulation,SAS)分别对M910旋转稳定弹丸不同马赫数、不同转速情况下的气动参数及流场特性进行数值计算,并对流场结构进行机理性分析。采用计算结果表明:基于SST湍流模型的定常计算流体力学(computa-tional fluid dynamics)方法可以较好地计算阻力、法向力、俯仰力矩和压心系数,不能准确预测亚音速和跨音速阶段旋转弹丸的滚转阻尼系数以及马格努斯力矩系数导数。采用非定常的尺度自适应模拟方法可以较好地计算旋转弹丸亚音速到超高音速阶段的滚转阻尼系数和马格努斯力矩系数导数。能否准确捕捉非定常尾涡效应对亚前后顺序音速和跨音速段滚转阻尼及马格努斯力矩计算精度影响很大。采用"全隐式多网格完全耦合求解技术"具有计算速度快、数值稳定的优点。同时,编写的批文件计算脚本提高了仿真工作的效率。     

民用飞机前缘增升装置气动特性试验研究

在民用飞机增升装置低速半模风洞试验的基础上,针对内缝翼和短舱导流片进行了前缘增升装置气动特性试验研究,分析了内缝翼长度对增升装置升力系数的影响,比较了短舱导流片在起飞和着陆状态下的气动特性.试验结果表明,增升装置线性段升力系数不受内缝翼长度的影响,失速区升力系数和CL max随内缝翼长度增加而增大;模型安装短舱导流片后,最大可用升力系数、CL max和失速迎角明显增加,升阻比和俯仰力矩特性在失速区也得到了改善,且线性段气动性能没有发生大的改变.     

变攻角火箭深弹空泡形态及阻力特性研究

利用Fluent软件对火箭深弹在不同攻角状态下的空泡形态及阻力特性进行研究。通过数值模拟的方式分析空化数及攻角对火箭深弹超空泡形态以及阻力特性的影响。研究结果表明,攻角越大,空泡的不对称性越明显,空泡的稳定性越差;火箭深弹的阻力系数、升力系数及力矩系数均随攻角增加而增大。火箭深弹攻角变化的仿真结果与水洞实验结果基本一致。     

基于Fluent的亚音速翼型气动特性数值研究

根据Spalart-Allmaras模型建立了NACA0006翼型二维湍流流动模型,并对模型近壁面进行了网格加密处理.利用Fluent软件模拟了NACA0006翼型的二维湍流流动,得到在不同攻角及马赫数下升力系数和阻力系数的变化特性.研究结果表明,在所选攻角范围内,随着攻角的增大,升力系数和阻力系数均逐渐增大;在跨音速区,由于激波的产生,升力系数急剧下降.Fluent为研究翼型气动特性提供了重要参考和依据.     

吸气式高超声速飞行器控制系统设计

为实现吸气式高超声速飞行器的姿态控制,需要对其复杂的气动特性进行分析,并完成控制系统的设计.通过研究高超声速飞行器风洞实验数据,分析其气动特性,即升力系数、升阻比和纵向总力矩系数在不同Ma时随攻角变化的规律进而进一步计算出纵向动力系数,研究其纵向动态稳定性.最后,基于气动分析设计了攻角反馈控制和法向过载控制两种不同的控制回路,分别计算出其时域和频域特性.实验结果表明:吸气式高超声速飞行器既能满足纵向动态稳定性,又具有良好的控制性能.     

不同强度侧风对轿车气动特性影响的瞬态数值模拟研究

为研究典型轿车在不同强度侧风影响下的气动特性,通过用户自定义函数实现计算网格的动态更新和侧面入口速度随时间的变化,动态模拟了汽车行驶通过一个侧风速度随时间不断增强的区域,对不同强度侧风下汽车的气动特性进行了瞬态数值模拟研究。研究结果表明,阻力、侧倾力矩和纵倾力矩受侧风影响不大,而升力、侧向力和横摆力矩受侧风的影响显著。随着侧风的增大,升力、侧向力和横摆力矩明显增大,严重影响了汽车的行驶稳定性。     

三角翼大迎角俯仰运动气动特性数值研究

应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,对76° 后掠角三角翼作大迎角俯仰运动时的动态气动力系数进行计算,研究三角翼以不同频率进行大迎角俯仰振动和在不同迎角范围内进行俯仰振动的非定常气动力系数变化特征,对减缩频率和振动所在的迎角范围对三角翼动态非定常气动力迟滞特性的影响进行分析.计算结果表明,在三角翼作大迎角俯仰谐振荡过程中,升力、阻力和俯仰力矩系数曲线都形成明显的滞环,且随着减缩频率增加,所产生的迟滞特性明显增强;在同一减缩频率下,三角翼在较大迎角范围内作周期振动时,所表现的迟滞特性明显不同.     

大跨度双层桁架主梁三分力系数识别

采用风洞试验与计算流体力学（CFD）相结合的方法,对某公铁两用斜拉桥双层桁架主梁在?10°~10°风攻角下的三分力系数进行研究. 利用风洞试验技术测试成桥及施工阶段不同风攻角下主梁的气动力,并识别相应的三分力系数;基于标准k-ε双方程湍流模型建立三维数值计算模型,识别不同风攻角下三分力系数结果,并将其与风洞试验结果对比;结合2种方法研究雷诺数、桥面附属物和公路及铁路交通状况等因素对主梁气动特性的影响. 结果表明低风攻角下雷诺数对主梁气动特性影响较小,可忽略不计,并提出了高风攻角下识别双层桁架三分力系数最低雷诺数的建议值;桥面附属物对主梁阻力系数影响显著,下层桥面附属物有效降低了主梁升力系数;公路车辆对主梁气动系数影响较小,迎风侧列车对主梁阻力系数、升力系数影响显著,背风侧列车对主梁力矩系数影响显著.     

翼身融合布局起飞状态动力效应影响研究

以西北工业大学布局设计研究所设计的翼身融合布局民机构型BWB300为研究对象,对起飞状态下动力效应对其气动特性影响进行了数值模拟分析。首先,对设置进排气边界条件模拟发动机动力效应方法进行了验证。然后,通过对比分析分别安装通气短舱和动力短舱的BWB300起飞状态的数值模拟结果,研究了发动机动力效应对其气动特性的影响规律。研究结果表明:动力效应会增加构型的升阻力系数,改变其俯仰力矩系数,但不会改变气动曲线的变化趋势,通气和动力构型在最大升阻比和最大升力系数处的迎角相同。故在对BWB300飞发一体化设计分析中,使用动力短舱可获得更加精确的结果,但使用通气短舱,也可得出较为可靠的规律性结论。     

螺旋桨滑流对飞机气动特性影响的数值分析

提出了一种预测螺旋桨滑流对全机气动特性干扰的数值方法。采用随桨叶旋转的螺旋尾涡系与机体表面定常马蹄涡系之间的干扰为数学模型。计算对应螺桨每一方位角时两涡系对网格控制点的诱导速度及压力系数，由此得到螺桨一个旋转周期的全机气动特性的时均值。算例计算表明，本文方法所获全机升力特性、阻力特性与实验值吻合良好。俯仰力矩在小迎角无襟翼偏转时与实验值也较吻合。该方法对单发或多发螺旋桨飞机均适用。     

固定鸭舵双旋弹角运动特性与控制稳定性研究

为深入理解固定鸭舵双旋弹的弹道修正力学本质,对固定鸭舵控制下的角运动特性和控制稳定性进行了研究。依据弹箭外弹道学知识,建立固定鸭舵双旋弹的复攻角运动方程,推导出起控后舵面控制力项对应的特解以及由此产生的起始扰动项对应的通解表达式,从理论上阐述了固定鸭舵起控后双旋弹复攻角运动是由复动力平衡角、复控制平衡角的强迫角运动和舵控起始扰动产生的自由角运动综合构成的运动,基于此提出了固定鸭舵双旋弹的控制稳定性条件,并通过求解舵面控制力和复扰动攻角引起的复偏角运动,分析了固定鸭舵双旋弹弹道修正的力学本质。控制固定鸭舵在不同滚转角方位时的弹道数值计算结果表明,理论推导的角运动解析解与数值解在频率和幅值上基本吻合,验证了本文推导的复攻角运动方程及其解析解和建立的控制稳定性条件合理可行,为该类弹丸的研制提供了理论依据与设计参考。     

高Re数下变截面正八边形结构绕流特性试验研究

为得到雷达天线罩的绕流特性以开展结构设计,采用风洞试验方法研究了2.224 2×106≤Re≤8.896 9×106范围内变截面正八边形结构表面压力系数周向分布及其随Re数、倾角和风向角的变化规律,以及Re数对结构的气动力和气动力矩系数的影响。试验结果表明:周向平均压力系数变化较大,且受风向角的影响较为明显,在一定范围内Re数和倾角仅对边界层分离区域压力分布产生作用,而升力系数与阻力系数、升阻比、侧力系数以及气动力矩系数受Re数影响较大,且与风向角的相关性较为显著。     

四分裂导线舞动特性及线路磨损规律

基于输电线路实际工程,分别建立了四分裂导线风场模型和输电塔-线-间隔棒耦合模型,研究分裂导线气动特性和舞动响应受覆冰形状、覆冰厚度、风速和风攻角等参数的影响规律,明确导线与金具碰撞磨损机理。研究结果表明：各分裂导线间的气动特性存在较大差异,阻力系数受各参数的影响显著,随着覆冰厚度和风速的增加阻力系数逐渐增大;覆冰形式和覆冰厚度对升力系数的影响较小,风速和风攻角的影响较大;导线舞动过程中与连接金具发生了摩擦连续碰撞和瞬时强烈碰撞,导线最大接触法向作用力随风速增加而增大,随覆冰厚度增加而降低。本研究揭示了四分裂覆冰导线舞动特性规律和碰撞磨损机理,可以为输电线路防舞动设计和安全运营提供指导。     

汽车前车窗角度对汽车动力性能影响的实验研究

高速行驶时,汽车的阻力是汽车造型设计时考虑的一个重要指标.为了研究不同车窗角度对汽车空气动力特性的影响,以国产某轿车为原型,按1:5进行模型简化,并对前窗角分别为20°,30°和45°的汽车模型进行了实验研究,得到了该模型的阻力系数和升力系数结果.结果表明:阻力系数和升力系数与前车窗角度并非线性关系,具有最佳气动特性的模型是前窗角度为30°的模型,此时的气动阻力系数在研究的3个前窗角度中最低,而升力系数差别较小.     

尾翼楔角对通气超空泡特性影响试验研究

为优化通气超空泡航行体流体动力布局,通过水洞试验,研究了航行体尾翼对通气超空泡航行体流体动力的影响.细致分析了通气超空泡的生成和发展过程,给出了尾翼、尾翼楔角对通气超空泡航行体流体动力的影响规律.试验结果表明:航行体尾翼增大了通气超空泡航行体阻力系数与升力系数.通气超空泡航行体阻力系数与升力系数分别随自然空化数减小而减小.通气超空泡航行体阻力系数与升力系数随通气率增大先小幅增加后减小.尾翼楔角越大,通气超空泡航行体升力系数越大.