高速列车进出隧道所诱发的空气动力学效应会给车辆、隧道结构安全及周围环境造成不利影响,为此,采用三维、非定常、可压缩雷诺时均方程和RNG k-ε双方程湍流模型,对新型变截面隧道和典型缓冲结构在气动效应缓解效果方面进行模拟对比,并辅以动模型试验验证。研究结果表明变截面隧道对于车体表面和隧道洞壁的压力缓解效果比增设缓冲结构的等截面隧道更好,而对于洞口微气压波的缓解效果则不如缓冲结构的显著;断面扩大型缓冲结构隧道、断面扩大开孔型缓冲结构隧道、变截面隧道与等截面隧道相比,洞壁最大压力峰峰值分别减小2.0%,2.3%和7.6%,车体表面最大压力峰峰值分别减小3.2%,3.7%和9.3%。

基于计算流体力学(CFD)建立了适用于多旋翼飞行器的流场计算模型,采用嵌套网格方法模拟旋翼运动、双时间方法进行时间推进,分析变距四旋翼飞行器的气动力特性。在此基础上,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程计算了变距四旋翼飞行器的噪声特性(包括考虑和不考虑旋翼间气动干扰两种情况)。计算结果表明,由于旋翼间的气动干扰,致使变距四旋翼的载荷噪声较大,进而导致总噪声较大。在对变距四旋翼飞行器噪声进行仿真时,考虑旋翼间气动干扰是必要的。

针对传统巡航导弹只有固定的气动外形,无法根据不同的弹道段飞行任务保持最佳气动性能的问题,设计了一种“剪切式掠翼”巡航导弹构型的变体飞行器。在亚声速和低超声速飞行时的外流场进行数值计算,得到变掠翼巡航导弹的气动特性参数;为获取巡航导弹在各速域下的最优掠角,采用遗传算法对变掠翼巡航导弹气动力系数进行全局寻优。结果表明结合遗传算法可以合理得出变掠翼巡航导弹在各速域下的最优掠角;在亚声速阶段,掠翼完全展开时可以获取较高的升阻比,完全展开掠翼的升力系数比完全收缩时高76%;在低超声速阶段,最优掠角迅速增大,选用较大的掠角可以有效减少飞行阻力,弹翼完全收缩的阻力系数比弹翼完全展开时低53%。结合变掠翼可以有效帮助巡航导弹在亚声速和低超声速均具有良好的气动特性,变掠翼巡航导弹有着广阔的应用前景。 ......

为了解决飞行器机翼贮存空间大、运输困难等问题,以钻石背机翼为原型设计了纵向二次变形结构模型,用以寻求小型化的发射装置。通过拉格朗日方程建立了变形翼的结构动力学模型,分析了变形过程中的运动学特性,得到变形翼在展开运动过程中的动态方程。结果表明,变形翼振动能量的分布由外界对系统的激励或者作用大小决定,并且在不同马赫数下表现出不同的气动力特性,该建模方法满足变形翼张开过程中的运动学特性,可为变体飞行器工程设计与应用提供新的思路。

为使制导炮弹在不同飞行状态均保持较优的气动外形,提高飞行效率,增加射程,设计了一种变体制导炮弹,并开展气动参数计算、气动特性分析和弹道仿真等研究。首先根据设计指标确定变体制导炮弹的气动布局,通过迭代优化确定弹翼、鸭舵、尾翼的具体参数,并描述其控制方式和弹道特点;随后利用工程化算法计算变体制导炮弹的气动数据,分析升力系数、阻力系数和静稳定度等参数与弹翼外形变化之间的关系;最后根据气动特性分析的结果为所设计的变体制导炮弹制定变体方案,采用hp-自适应伪谱法,分别对变体制导炮弹和固定外形制导炮弹以射程最大为目标进行弹道优化。结果表明所设计的变体制导炮弹满足设计指标,具有良好的气动特性和操纵性,弹道计算结果表明通过引入变体飞行技术可以使射程提升10%~22.5%,研究结果可以为今后变体制导炮弹的研究......

后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点,以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象,首先建立结构有限元模型,并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态,采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力;然后采用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换,建立两种构型机翼的气动弹性模型;最后利用线性高斯二次型(LQG)法设计控制律进行颤振主动抑制,分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%,其提升效果优于常规舵面,所需舵面偏转峰值更小。

变体机翼能够随着飞行状态的变化而改变气动外形,提高气动特性。柔性蒙皮技术是保证变体机翼在变形过程中保持翼面光滑、连续且无缝的关键。在对变体机翼进行气动优化时,不仅期望机翼外形在不同飞行状态下实现气动性能优异,还应考虑柔性蒙皮能否实现此变形。采用零泊松比蜂窝夹芯结构作为后缘变弯度机翼的柔性蒙皮,搭建了基于蒙皮变形能力的气动优化框架,研究结果表明,蜂窝结构参数优化后,蜂窝夹芯结构蒙皮的面内刚度减小、面外刚度得到提升。在各飞行状态下,蜂窝蒙皮均能承受机翼后缘最大程度偏转产生的应变。

随着民机飞行性能要求的不断提高,机翼变体技术逐渐成为研究热点,在柔性变形翼设计与传统后缘襟翼优化方面研究成果逐渐增多,而对于两种机翼构型在不同飞行工况下的气动性能对比则研究较少。本文以标准NACA4418翼型为基础,分别建立柔性变后缘弯度机翼及二段翼二维模型,通过求解定常不可压Navier-Stokes方程,研究了在飞行参数及后缘偏转角相同的情况下两种翼型的升阻力特性,并分别讨论不同迎角、不同后缘弯度对两种翼型气动性能的影响。本文结果对民机变弯度机翼构型设计具有一定的工程参考意义。

复合式垂直起降(VTOL)无人机结合多种飞行模式,适应多元化的飞行需求。该文提出一种变旋翼电动VTOL无人机结构设计方案,通过结合固定翼和旋翼机的飞行优势,改变旋翼的转向结构及其相对气流的工作方向,从而切换不同气动方式,达到增强机动性、提升续航性的设计目的。在选型和计算校核后,设计样机并搭建实验平台测试其升转速力特性,得出25°~30°为最优攻角,并验证了新系统最大可达传统旋翼1.8倍的升力。以CFD进行验证计算与实验间的偏差控制在7%,结果显示设计可行。

以典型前涵道引射器基本构型与气动参数为基础,开展了前涵道引射器简化模型实验研究。通过实验与仿真相结合的方法,研究了变循环发动机在单、双涵道模式下前涵道引射器的气动性能以及不同核心机驱动风扇级(Core driven fan stage,CDFS)旁路出口角度对前涵道引射器气动性能的影响,得到了流量比、压比对前涵道引射器气动性能的影响规律。结果表明,在单涵道模式下,仿真得到的沿程截面的总压分布与实验结果非常吻合,CDFS旁路出口角度对前涵道引射器气动性能的影响可以忽略,而出口总压恢复系数随CDFS旁路喉道马赫数增大而降低。在双涵道模式下,SST k-ω模型能够较好地模拟气流的掺混过程,但在出口总压分布上,实验结果更加均匀;CDFS旁路出口角度对两股气流的掺混影响较小;压比一定时,出口总压恢复系数随出口背压的上升先增大后减小;压比为1.35时,流......