不同剖面形状的栅格壁对栅格翼气动特性的影响?

鉴于栅格翼相对于传统平板翼所体现的优越性,有必要研究其气动特性。栅格壁剖面形状作为一个重要的几何特征,采用数值模拟的方法,分别对不同的剖面形状进行气动分析。结果显示：剖面形状为菱形、四角形、六角形的栅格翼与矩形剖面的栅格翼相比能够很大程度的减小阻力,一定程度上增加升力,并且提高升阻比。流线型剖面的栅格翼中,菱形和四角形的栅格翼存在较好的气动性能。     

栅格翼气动特性数值研究

介绍了栅格翼的典型应用研究及主要特性.在综合考虑计算精度和计算效率的基础上,采用非结构直角网格欧拉解算器对栅格翼的气动力进行了数值计算,并通过对常规单面翼和栅格翼两种布局的气动特性比较,研究了栅格翼的控制特性.根据计算结果与试验结果的对比,提出的方法满足气动布局的初步设计需要.     

不同后掠形式栅格翼气动特性的研究

栅格翼是一种较之传统翼具有诸多优点的新型的多面翼,但是栅格翼的主要缺点是阻力大。前期研究表明,栅格翼后掠能有效减小阻力。文中基于此对不同后掠形式的栅格翼进行了数值模拟。结果表明,在超声速阶段前缘后掠削尖模型能更有效的减小阻力;升力方面,在不同的马赫数范围,前缘后掠、前缘后掠削尖及整体后掠基础上的前缘后掠都有较好的升力特性;总体来讲,在文中前缘后掠削尖模型的升阻比最大,表现出最好的气动特性。     

亚声速栅格翼气动计算与分析

栅格翼空气动力特性的数值计算和理论研究是一项有一定困难的课题。这是因为组成栅格翼的各构件形式的多样性，复杂性以及它们之间所存在的严重干扰。本程序系统采用涡格法，很好的提供了计算亚声速栅格翼气动特性的工具，并且为飞行器初步设计和理论分析提供了依据。计算结果与实验结果相比较，具有很好的一致性。     

四边形格壁后掠式栅格翼气动特性研究

格壁剖面形状不同的栅格翼其升力性能也大有不同,前期研究表明菱形剖面和四角形剖面栅格翼比矩形剖面栅格翼减阻能力更好.文中基于此对后掠45°的栅格翼进行数值模拟研究,结果表明,投影尺寸相同的3种四边形后掠式栅格翼与其正置式相比均能够有效提高升力,增大升阻比,并且菱形和四角形剖面后掠式的栅格翼气动特性均优于矩形剖面后掠式栅格翼.     

带翼型栅格翼的减阻特性研究

前后掠的方式能够有效的减小阻力,为了进一步解决栅格翼阻力大的缺点,文中针对栅格翼的气动特点,将翼型结构与前后掠式栅格翼的结构相结合并与普通栅格翼进行比较分析。采用结构与非结构的网格画法,在0.6~2.0 Ma下,通过数值计算结果表明:带有翼型结构的栅格翼相对于不带翼型结构的栅格翼能够更好的减小波阻,而翼型后掠式的结构综合性能较好。     

不同栅格壁形状的栅格翼导弹气动特性对比研究

针对栅格翼在导弹上具有重大的应用价值,研究不同格壁形状的栅格翼导弹气动特性。通过介绍控制方程、边界条件和计算条件,采用FLUENT数值模拟的方法研究四角形格壁、菱形格壁和矩形格壁3种格壁形状的栅格翼导弹气动特性,并通过计算分析得出栅格翼导弹的升阻比在研究范围内随着马赫数变化而变化,3种模型变化趋势基本一样。分析结果表明：四角形格壁栅格翼型导弹和菱形格壁栅格翼型导弹的气动性能,优于矩形格壁栅格翼型导弹。     

栅格翼流体动力性能数值模拟

用Fluent软件对单独栅格翼的流体动力性能作了数值模拟: 对N-S方程用有限体积法进行离散、非耦合隐式方法差分求解、多重网格加速收敛, 得到了栅格翼法向力、轴向力、铰链力矩等随舵偏角δ的变化规律.计算值与截面为600mm×600mm空泡水洞的实验结果作了比较, 两者吻合得很好.     

格壁后掠的栅格翼气动特性数值模拟

减阻是栅格翼研究中的一项重要任务。文中归纳了目前常用的减阻措施;通过对机翼后掠减阻的分析,以正置式栅格翼为基础,建立了格壁后掠的栅格翼的三维模型;然后进行数值模拟分析,结果表明格壁后掠对栅格翼气动特性和减阻特性起到了积极的作用,能够提高升阻比并减小阻力。     

基于负压梯度翼型栅格翼设计与水中数值分析

为改善栅格翼的水动力性能,基于流动不分离理论设计了负压梯度翼型,并将其运用于栅格翼的设计; 数值模拟研究了该翼型与NACA0015翼型在一定的空化数和攻角条件下的升阻及压力分布特性; 探究了3种叶片间距的负压梯度翼型栅格翼在不同攻角下的升阻、压力及空泡几何形状。结果表明,含攻角时,该翼型对应的临界空化数要比NACA0015的小,但二者升阻系数基本一致; 小攻角情况下,栅格翼叶片数量增加时升力会趋于一常值,但阻力会不断增加; 大攻角情况下,叶片数量的增加会导致升力和阻力均明显增加。对于同一叶片间距的栅格翼,攻角越大,栅格翼叶片由上至下空泡的长度和厚度减小的速率越大。对于不同叶片间距的栅格翼,叶片数量越大,各个叶片的压力干扰越剧烈,压差阻力越大,导致升阻比降低。同时,剧烈的压力干扰会导致栅格翼的空泡长度增加。因此,在满足水动力特性要求时,基于该文翼型设计负压梯度翼型栅格翼应尽量减少叶片数量。     

格栅翼外形参数对气动特性影响的数值计算研究

用计算流体力学方法系统地研究了格栅翼的格数、格壁厚度、格壁前后缘倒角对格栅翼气动特性的影响。结果表明：格数增加使格栅翼的阻力和升力都增大,而阻力增大得更显著;格壁厚度对阻力影响较大,对升力影响较小,格壁厚度增大,格栅翼的阻力显著增大;格壁前后缘倒角使阻力明显减小,而对升力影响不大。     

火箭亚跨超声速气动特性数值研究

为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件下,阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心随攻角表现出不同的特性,且与马赫数也有很大关系;不同马赫数下,升阻比最大值基本在22°～26°攻角范围内取得。     

格栅翼空气动力特性数值模拟研究

为了研究格栅翼的气动特性,采用数值模拟方法求解三维NS方程组,对格栅翼和平面翼战术导弹大攻角流场进行了数值计算,并重点分析了几何特征尺寸对格栅翼气动特性的影响。结果表明:与平面翼相比格栅翼具有失速攻角大、铰链力矩小等优点;格栅翼的格数、格壁厚度、剖面前后缘楔角对翼面法向力影响较小,对轴向力影响很大。     

超声速、高超声速弧形翼气动特性数值研究

文中在马赫数（2．0～5．5）范围内进行了弧形翼的数值研究．主要分析了弧形翼在零攻角下产生升力的原因，并且研究了弧形翼曲率对升力的影响。采用有限体积法，MUSCL型三阶迎风格式对N—S方程进行求解，对弧形翼绕流进行了数值模拟．取得了较为满意的计算结果。     

子弹头部对亚音速气动特征影响数值模拟

文中根据子弹气动理论对子弹外形进行了气动优化讨论.针对带药型罩子弹药可能使用的头部外形,对子弹药简化模型进行了CFD计算和风洞测试.根据计算分析结果认为:内凹、平面、外凸三种子弹头部外形对子弹气动特性的影响集中表现在子弹的阻力系数中,其对子弹升力、偏航力、阻心位置的影响较小,附于子弹侧壁的小尺寸目标探测器导致的不对称性对子弹气动特征影响较小,不带尾翼子弹阻心位置比较靠前端,这可能影响子弹飞行稳定性要求.提出增加尾翼稳定装置来保证飞行稳定.     

格栅舵控制巡飞导弹纵向动态特性分析

为了研究某型采用格栅舵进行控制的巡飞导弹的纵向动态特性,分析了飞行时格栅舵偏转提供的控制力,采用小扰动线性化理论对气动力、气动力矩与运动方程进行了线性化,建立了纵向扰动运动方程组.选取巡飞初始状态为特征点,计算出该状态下各动力系数的值,由扰动运动方程组求得纵向自由扰动下各运动偏量的动态响应及以舵偏为输入的各偏量传递函数...     

超音速带弹武器舱气动特性数值研究

采用大涡模拟(LES)和计算声学FW-H 方程相结合的方法,研究了带弹武器舱在超音速条件下的气动特性,建立了计算模型并验证了网格的可靠性。计算结果表明:带弹武器舱的流场由于导弹的分隔而形成3 个独立旋涡,静压系数沿流向总体呈先减小后增大分布;流场噪声声压级比空腔流场低5 ~6 dB,最大声压级出现在弹舱后壁面两侧区域,声压级峰值频率小于200 Hz;流场噪声产生于舱口剪切层的自持振荡,在导弹头部和弹舱后壁面之间区域存在“ 脱落涡-声波-反射声波-新脱落涡冶的循环。研究结果对建立适用于超音速带弹武器舱的流场控制方法有参考意义。