采用SST k-ω湍流模型基于有限体积法求解三维N-S方程,进行稳态数值模拟,得到了伴飞弹在Ma=0.6,0°~90°攻角的气动力和绕流场变化规律,弹体所受侧向力随攻角增大呈周期性变化;弹体在所研究的攻角范围内静稳定,但在大部分攻角时稳定力矩不足,不利于伴飞弹迅速恢复稳定姿态。因此,提出了增大尾翼弦长和翼展两种改进方案并进行比较,表明增大翼展更有利于提升弹体静稳定性。

为了研究线路的非对称性布置对列车和桥梁系统气动特性的影响,开发了一种同步测试车-桥气动力的装置,通过本装置对线路非对称布置的大跨度公铁两用斜拉桥进行了节段模型风洞试验。考虑了下层铁路和下层公路分别为迎风侧的工况,测试了不同车-桥组合下车辆和桥梁各自的气动力,讨论了线路非对称布置、风攻角、双车交会和汽车对车-桥系统气动特性的影响。结果表明相对下层铁路侧迎风工况,下层公路迎风侧的桥梁升力系数和扭矩系数差别较大,且车辆升力系数也变化较大;桥梁和车辆的阻力系数随风攻角的增加而减小;双车交会时,背风侧车辆阻力系数发生突变;受公铁平层防眩网的作用,汽车对列车气动特性影响相对较小。

非结构混合网格消除了结构网格节点的结构性限制,可以较好地处理边界,同时兼顾了粘性边界层模拟的需求,具有灵活性大、对复杂外形适应能力强和生成耗时短等优点,在飞行器气动特性模拟中得到广泛应用。本文针对非结构混合网格的特点,把前期针对非结构混合网格气动力高精度模拟发展改进的梯度计算方法和Roe格式熵修正方法推广应用到气动热流的数值模拟。以典型钝锥标模外形的高超声速绕流为研究对象,开展了不同网格形式和第一层网格不同间距的影响研究。结果表明,热流计算时,头部物面网格最好采用四边形或四边形交叉剖分得到的三角形网格,物面法向的网格雷诺数取20左右,为热流计算时非结构混合网格的生成提供了指导,同时验证了计算方法的有效性和可靠性。

采用非结构混合网格数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程组获得高超声速流场各组分气动热力学参数,并计算物面热流值。利用有限速率化学反应模型和二温度气体模型分别描述化学非平衡和热力学非平衡过程,通过Park振动——离解模型刻画化学非平衡和热力学非平衡耦合效应。无黏通量项采用AUSM格式离散;对无黏通量项和源项采用隐式时间推进格式,增强数值求解过程稳定性。数值算例表明,为得到正确的物面热流值,非结构混合网格边界层y+需减小至0.5,且网格增长率不超过1.4;采用元素摩尔数守恒关系式计算化学反应源项,可有效降低数值残差积累对计算小组分气体的不利影响,提高各气体组分计算准确度。

为了获得低马赫数流动诱发的非紧致气动噪声在半空间内传播的基本解,结合复等效源方法和边界元方法建立了半空间精确格林函数的边界积分方程,当半空间边界为刚度型阻抗边界时可避免奇异性积分。同时基于等效源方法提出一种半空间二维非紧致圆柱声散射模型,推导了静止介质中声散射基本解的理论表达式。对静止介质中的二维圆柱声散射,数值解在研究的频率与观察点处与理论解一致。采用数值方法计算二维圆柱绕流诱发的半空间声场基本解,结果显示半空间边界强化了声源的声辐射能力,小于马赫数0.2的介质运动对声传播的影响可以忽略。

当发动机在非设计点工作时,由于离心力和气动力的差异,风扇叶片的真实热态叶型将与设计状态的热态叶型产生偏差。本文以某型民机大涵道比风扇叶片为基础,针对换算工况与物理工况的热态叶型形变偏差,以及部分转速与设计转速热态叶型的形变偏差,分析两种偏差下热态叶型的变化,并对形变带来的特性和流场变化开展数值模拟分析,量化形变对风扇叶片性能的影响,进而为风扇叶片数值分析结果的修正提供了依据。

随着高速列车运行速度的不断提高,隧道出口的微气压波噪声污染问题愈发严重。高速列车穿越隧道速度增大到350 kmh-1时近隧道区域形成较强的非线性声源区,其非线性随着高速列车穿越隧道的速度增大而增强。传统CFD方法计算效率较低,难以精确模拟此类现象,且用线性微气压波预测模型误差较大。针对该问题,根据现有线性微气压波预测模型,结合高阶谱差分计算气动声学模型与完全匹配层人工边界,构建非线性范畴的隧道微气压波预测模型,并与实验结果进行对比,论证该模型的准确性。结果表明在200 kmh-1、250 kmh-1、300 kmh-1、350 kmh-1速度级下,微气压波声压峰值分别与隧道轴向距离r-0.87、r-0.86、r-0.85、r-0.83成正比。

文章研究了亚音速不可压来流中二元机翼气动弹性系统颤振主动控制问题。采用俯仰方向含有多项式非线性模型建立气动弹性动态方程,在非线性模型存在参数不确定性和阵风载荷的情况下,通过使用界限复合能量函数(BCEF)的方法,利用Lyapunov稳定性理论进行带有状态约束的迭代学习控制律设计。仿真结果显示,系统状态变量和控制变量都能够快速地达到稳定状态,表明所设计的控制律可以有效地实现对多项式非线性二元机翼颤振的抑制。

为进一步降低飞机螺旋桨气动噪声,针对飞机螺旋桨开展综合考虑气动、噪声和结构强度的低噪声多学科优化设计与试验验证。采用基于涡格法的升力面理论进行螺旋桨气动性能计算,基于Hanson频域远场噪声计算方法进行螺旋桨远场噪声评估,2种计算方法都通过与试验对比验证精度,由此组成螺旋桨气动-噪声联合算法;以桨叶沿叶高分布的弦长、安装角和侧掠为设计变量,充分考虑桨叶结构强度对设计变量的约束,以螺旋桨推力、效率不降低和远场噪声降噪最大为优化目标;优化桨叶通过了离心载荷试验、气动载荷试验、动态特性试验等强度试验;在气动声学风洞内完成了气动与声学性能验证,优化螺旋桨相比原始桨气动性能基本保持不变,优化螺旋桨在设计工况的1阶离散分量处的远场气动噪声峰值降低2.7dB,较小推力下降噪量最高可达4dB,2阶离散分量处也有明......

由于飞机前起落架与主起落架收放方向不同导致前起落架更容易受气动阻力影响而产生收放不到位等故障。对此利用AMEsim对某型飞机前起落架进行建模仿真,并通过建立起落架机械模型完成作动筒受力分析,将一些单一因素和混合因素分别注入到模型中对起落架收放性能进行仿真实验。实验结果表明,单一因素中油泵泄漏、作动筒限流阀阻塞、作动筒内漏对系统性能影响较大,同时两个单一且无法引发起落架故障的因素,其叠加形成的混合因素却能引发起落架故障。仿真结果可用于指导起落架收放系统参数设计、故障分析及健康管理。