N-S方程数值研究翼型对微型扑翼气动特性的影响

首先基于嵌套网格发展了一套适用于三维扑翼研究的非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程数值模拟方法.为了解决微型扑翼在低马赫数下的收敛问题,使用了预处理方法,湍流模型为BL模型.在该方法的基础上,保持状态参数和扑翼表面形状一定的情况下,分别研究了一系列不同厚度、不同弯度的翼型对于微型扑翼气动特性的影响....     

弹性振动对翼型气动特性影响的数值模拟

通过求解雷诺平均非定常Navier-Stokes方程,采用数值模拟方法计算了俯仰和沉浮振动对NACA0012翼型平均气动特性的影响.结果表明:对于俯仰运动而言,在迎角13α≤时的升力°和力矩曲线的线性段部分,振幅角的变化对动态平均升力系数和动态平均力矩系数的影响不明显,与静态时的情况基本一致;当迎角14α≥时,翼型振动的平均升力系数和动态平均力矩系数小°于静态时的情况.同一迎角条件下的俯仰振动频率越高时,其动态的平均升力系数和动态平均力矩系数越大,频率较高时的失速迎角相对于频率较低时的情况有所推迟,但相对于静态的失速迎角而言,不同频率下的动态失速迎角均提前.对于沉浮运动而言,动态平均升力系数随振幅和频率的增加而减小,动态失速迎角随振幅和频率的增大而提前.     

固定转捩实验中粗糙带破损对翼型气动特性的影响研究

本文以RAE2822翼型前缘7%位置3mm宽的金刚砂粗糙带为例,研究了粗糙带破损对翼型压力分布的影响。实验结果表明：粗糙带破损会引起激波位置小幅移动,而对翼型后缘压力分布影响很小。当Ma=0.5时,粗糙带破损对升力系数的影响很小;在α≥4°以后粗糙带破损对阻力系数和俯仰力矩系数的影响逐渐增大,且破损位置距翼型中心对称面越远,影响越小。当Ma=0.75时,粗糙带破损对升力系数与阻力系数的影响直到α≥4°后开始逐渐增大,并且随着破损位置远离中心对称面而减弱;俯仰力矩系数对粗糙带破损较为敏感,且粗糙带破损的位置距离中心对称面越远、尺寸越小则影响越小。     

尖顶弯折三角翼气动特性研究

对75°后掠三角翼在40%根弦处弯折引起的升阻特性及俯仰特性的变化进行了低速风洞实验研究,初步分析了尖顶弯折对三角翼气动特性的影响趋势. 得出尖顶弯折在低速大攻角下,可以使升力系数Cy增大、升阻比提高,并推迟失速攻角amax,从而说明顶部弯折对三角翼气动特性的改善作用是显著的.     

翼型模型振动的实验研究与气动特性分析

通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析。实验与计算研究的结果表明:在临近定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起旋涡分离,导致翼型升力减小和失速迎角的提前;就所讨论的两种振动模式而言,俯仰振动的影响大于沉浮振动。所以,为了提高飞机模型,尤其是大展弦比飞机模型的风洞实验精准度,在模型设计和加工时要特别注意加强机翼弦向的扭转刚度。     

有限变形计算中的体积不可压缩问题

在金属材料塑性成形的数值模拟中 ,由于变形通常很大 ,有限变形理论被广泛采用。但由于有限变形下 ,塑性本构理论的研究相对欠缺 ,还未建立起较为公认的理论。塑性体积不可压缩是公认的结果 ,但在有限变形下如何描述体积不可压缩则必须为人们所关注。本文重点讨论了这一问题 ,认为必须完全抛弃以εii=0作为体积不可压缩条件 ,否则不仅将会给计算带来很大误差 ,而且还会导致计算不收敛     

等速上仰翼型动态失速现象研究

翼型大迎角绕流的静态失速将造成升力突降和气动性能急剧恶化，但利用非定常运动所产生 的动态失速效应，可以大大地延缓气流分离和失速现象的发生. 采用Rogers发 展的双时间步Roe格式，求解拟压缩性修正不可压N-S方程. 数值模拟了低雷诺数 ($Re=4.8 \times 10^{4}$)条件下NACA0015翼型作等速上仰($\alpha =0^{\circ} \sim 60^{\circ}$)的动态失速过程，同Walker的试验结果比 较，验证了计算结果的正确性. 研究了该过程中主涡、二次涡和三次涡的发展，升 力系数随攻角变化，以及不同上仰速度对动态失速效应所造成的影响.     

飞行器纵向俯仰气动特性计算研究

应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,计算了巡航导弹外形飞行器作小振幅俯仰运动时的动态绕流流场和空气动力特性,开展了导弹绕不同转轴、以不同频率和在不同迎角范围内进行俯仰运动的非定常气动力迟滞特性研究。计算结果表明,当导弹作快速俯仰运动时,在上仰和下俯过程中的同一迎角瞬间,绕导弹流场流动明显不同,表现出明显的非定常迟滞特性。导弹的非定常气动力迟滞特性随俯仰运动频率的增大明显增强,且气动力迟滞曲线随着俯仰轴位置的变化而变化。在同一减缩频率下,导弹在不同迎角范围内作周期俯仰运动时,相同的运动相位角所对应的升力系数对迎角的导数是一致的,而不同减缩频率下升力系数对迎角的导数随运动相位角变化曲线明显不同。     

翼型跨声速气动特性的不确定性及全局灵敏度分析

针对马赫数和仰角的随机不确定性会导致气动性能波动的现象, 采用非嵌入式的混沌多项式方法对绕NACA0012 翼型跨声速随机气动特性进行不确定性及全局灵敏度分析. 具体分析了飞行状态的不确定性对气动载荷分布、流场及气动力系数的影响并通过全局灵敏度分析找出重要因素. 不确定性分析结果表明翼型上表面的激波以及激波后分离泡是造成气动性能剧烈波动的主要原因. 灵敏度分析结果表明在跨声速区域马赫数对激波处气动性能影响最大, 此外, 虽然马赫数和仰角相互耦合作用对气动力系数贡献比较小, 但对于激波位置处的流场, 这种互耦合作用不可忽略.      

基于低雷诺数串置翼型气动特性研究

基于低雷诺数,应用二维CFD方法,对串置翼型的气动特性进行了数值模拟。比较了串置翼型布局与常规单独翼型的升阻特性。分析了翼差角度对串置翼升阻特性的影响,并且在保持鸭翼±5°偏角不变的同时,研究了两翼之间的距离以及安装的相对高度对整个串置翼型升阻特性的影响。发现上鸭翼与主翼相结合具有相对较高的最大升力系数和临界迎角, 可以显著改善串置翼型的气动特性。     

可变形儒可夫斯基翼型非定常气动力的研究

对于翼面变形法向运动速度远小于来流速度的儒可夫斯基机翼,将解析解和离散涡方法相结合计算变形机翼的流场及非定常气动力,较详细地分析了变形机翼升力系数的准定常计算方法的误差来源,并给出修正方法.计算结果显示脱落涡尾迹对升力系数和机翼绕流环量的影响很小,变形机翼升力系数准定常计算方法的误差丰要来源于流体非定常运动引起的虚拟质量力,该非定常附加升力仅与当前时刻飞行姿态及翼犁形状和变形速率有关,与具体的变形历史过程无关,变形机翼的升力近似等于准定常计算结果叠加上相应的虚拟质量力.     

可变形儒可夫斯基翼型亚音速非定常气动力的研究

对于翼面变形速度远小于来流速度情况下的儒可夫斯翼型亚音速绕流问题,通过仿射变换将可压缩流动转换成不可压缩流动,将解析解和离散涡方法相结合计算变形机翼的不可压缩流动速度场,再利用逆变换得到变形机翼的亚音速流动速度场,进而分析非定常气动力特性,建立变形机翼的准定常升力系数和非定常附加升力系数在可压缩和不可压缩两种状态下的简单近似对应关系。计算结果显示变形机翼的非定常气动升力近似等于准定常计算结果叠加上虚拟质量力导致的非定常附加升力,该非定常附加升力随翼型变形速率呈线性关系,由机翼当前时刻飞行姿态、翼型及其变形速率确定,与具体变形历史过程无关。低来流马赫数时虚拟质量力导致的非定常效应显著,高亚音速流动时准定常升力起主导作用。同时还分析了不同马赫数下机翼往复变形过程中升力的变化特性,指出尽管高亚音速变形机翼的气动升力近似等于准定常气动升力,但不能忽视非定常附加升力的影响,非定常附加升力将导致完成往复变形需要外界输入正比于Ma∞/[(1-Ma2∞)]的功。     

快速俯仰三角翼的非定常空气动力实验研究

展弦比为１．５和２．０的两个平板三角翼作快速俯仰振荡运动的非定常空气动力实验研究在南京航空航天大学３×２．５米低速风洞中进行。俯仰运动的振幅为６０°和９０°，无因次俯仰率参数范围为０．０１￣０．０３。以三角翼根弦为参考长度的雷诺数为０．７２×１０＾６。用六分量应变天平测量模型的空气动力和力矩。实验结果表明：法向力和俯仰力矩系数相对于静态值的过冲量以及滞环大小与无因次俯仰率、振幅及展弦比密切相关，而     

低Re数下变弯度机翼的非定常气动特性实验研究

利用变弯度机翼模型及相关的风洞实验平台,开展了以弯度变化速率影响为重点的机翼非定常特性研究。实验结果显示,在低Re数(~105)下,机翼弯度非定常变化得到的升阻力系数曲线与准定常条件下的结果存在显著差异。具体表现为:准定常状态下,曲线表现出明显的可逆性;而弯度非定常变化时,曲线在弯度递增区和递减区之间存在明显的迟滞效应,而且随着变形速率的增加,这种迟滞也越明显。流场显示结果表明,这种小St数下出现的流动迟滞是由于弯度变形导致的流动分离的分离点相对机翼运动迟滞所造成的。这说明弯度变化时,分离流场结构的响应时间尺度与弯度变化周期相当,也揭示了该条件下机翼弯度变化对流动的抑制作用主要是通过改变分离区的大小来实现的。     

可变形飞行器新概念升阻特性分析

飞行器的变形方式可分为三大类:局部小变形、中等变形和大尺度变形.针对大尺度变形,提出了两种可变形概念:变前掠翼布局和可伸缩翼布局.通过数值方法计算分析了不同变形外形在不同马赫数下的升力、阻力和升阻特性,从中总结出适合于各个速度段的能够获得最大升阻比的最佳变形方式.结果表明:大尺度变形能够显著改变飞行器的升阻特性,使可变形飞行器能适应较广范围飞行条件的变化,因而在全飞行周期中比传统的固定外形飞行器具有更优的性能.     

叶轮机中振动叶片非定常气动力的研究

采用“单一叶片振动方法”代替传统的“全部叶片振动方法”，用线性化的方法推导出计算振动叶片非定常气动力（引起叶片弯曲振动）及力矩（引起叶片扭转振动）方程。通过输入叶型及气流参数，它可以方便有效地估计出作用在振动叶片上的非定常气动力和力矩，以及振动叶片不稳定工况发生的条件和范围。并在氟里昂超音速风洞上进行了实验测量，结果表明，理论计算结果与实验测试结果符合较好。     

离心压气机叶片扩压器的不稳定流动特征

本文用高频响应的热线风速仪及压力传感器作为测量仪器,与磁带记录仪及CF-920动态信号分析仪一起,组成测量及分析系统,并用该系统对离心压气机带叶片扩压器时的流动脉动进行了测量,得出了流体脉动的时间和空间特征.文中给出了失速波形及失速参数随流量的详细变化.本文装置上产生三团失速,流量减小过程中。失速团以2.2%～7%的叶轮转动速度旋转.转速变化时,失速现象的演变过程并不发生变化.失速时,叶片扩压器前缘附近的流动最为恶化,流体脉动幅度较大,气流角的变化剧烈.     

Unsteady drag on a sphere by shock wave loading

The dynamic drag coefficient of a sphere by shock wave loading is investigated numerically and experimentally. The diameter of the sphere is varied from 8 m to 80 mm in numerical simulation. The axisymmetric Navier-Stokes equations are solved on a fine grid, and the grid convergence of the drag coefficient is achieved. The numerical result is validated by comparing the experimental data of a 80 mm sphere, measured by the accelerometer in a vertical shock tube. It is found that the sphere experiences in the early interaction one order higher drag than in the steady state. A transient negative drag, mainly resulting from the focusing of shock wave on the rear side of the sphere, is observed only for high Reynolds number flows, and the drag becomes positive because of increased skin friction for low Reynolds number flows.Received: 10 March 2004, Accepted: 24 May 2004, Published online: 20 August 2004[/PUBLISHED]M. Sun: Send offprints requests to     

三角翼动态大迎角气动力特性数值分析研究

采用数值计算方法,对三角翼从 0°上仰至 90°的动态流场和气动力特性进行了计算,并对俯仰角速度对三角翼流场和气动力特性的影响进行了计算分析。给出了三角翼纵向动态情况下的气动力系数变化,特别是大迎角横侧力矩系数的变化特征。结果表明,随着机翼俯仰角速度的提高,前缘分离涡破裂位置相对滞后,机翼升力和阻力系数明显增加,机翼抵抗旋涡非对称破裂的能力明显增强。     

利用非结构化网格方法对翼型绕流的数值研究

利用同位非结构化网格上的压力加权修正算法 ,对翼型湍流绕流进行了数值分析。详细地给出了一孤立翼型在不同攻角下的分离流结构及翼型表面压力分布 ,为了显示非结构化网格方法在求解多连通流动区域的优越性 ,对双翼型绕流进行了数值计算。在数值分析中 ,对阵面推进法进行改进来生成三角形网格 ,采用有限控制体方法直接在物理空间中的非结构化网格单元上离散 Navier- Stokes方程及 k- ε方程 ,形成的代数方程组通过预条件矩阵共轭梯度平方法求解。计算结果表明 :当流动为附着流时 ,计算结果与实验值吻合程度令人相当满意 ;而在分离区内 ,计算结果与实验值存在一定的误差 ,需对分离区内的湍流模型做进一步的改进。