前掠机翼相对于后掠机翼具有增升减阻、延迟失速和提高飞机的机动性能等优势,但其表面特殊的压力分布导致的气动弹性发散问题一直是制约其发展和应用的瓶颈难题。以前掠翼气动弹性发散的有效主动抑制问题为背景,结合气动与结构优化设计和流动控制理论,研究多控制面联合偏转时机翼表面的流动形态和载荷分布,揭示其对前掠翼气动弹性的作用机理和影响规律,探索多控制面联合偏转对前掠翼气弹发散主动抑制的可行性。针对前期研究单组控制面偏转对前掠翼的弯扭变形抑制效果不佳等问题,以较小的气动弹性变形为约束条件,以获得较好的气动性能收益为目的,采用CFD/CSD松耦合数值仿真计算方法,通过耦合求解三维非定常N-S方程组和线弹性静力学方程组,对前掠机翼的单组和多组控制面同向偏转时的流动形态、压力分布和弹性变形进行了研究。结...

为了精确预测耦合效应对结构响应的影响,利用分区耦合求解方法,开展了气动热力结构多场耦合仿真,通过与文献对比验证了该方法的有效性。建立了舵翼结构仿真计算模型,完成了结构变形场、温度场数值模拟。结果表明,在高速飞行状态下,舵翼结构会发生纵向拉伸变形和横向弯曲变形,其中纵向变形主要由气动加热引起,横向变形主要由气动力作用引起。耦合效应使舵翼结构变形与温度增大;飞行迎角越大,耦合效应越明显,进一步加剧了气动热力载荷。

本研究针对鸟类飞行过程中翅膀拍动规律,建立了三维扑翼非对称运动气动分析模型,通过控制机翼上下拍动时间在整个扑动周期内的时间占比,实现机翼的快扑慢回动作。采用动态混合网格技术与非定常数值计算方法,求解N-S方程,分析机翼在不同拍动周期占比时机翼的气动力及力矩的变化情况。仿真结果表明,扑翼产生的升力随下拍速度的增大而增加,通过调整机翼上拍与下拍的时间,可以提高扑翼飞行过程中的升力,使扑翼飞行过程中具备良好的气动性能。

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。

分析了高超声速火箭橇橇体在运动中所涉及的气动热计算问题,对于8Ma以下的气动热问题,介绍了量热完全气体与热完全气体热力学参数计算方法,并通过数值计算比较了不同速度下两种气体的热力学参数变化情况,在低马赫数时,两种气体计算结果的差别不大,随着来流速度的增大,两种气体计算结果的差值增大。对于8Ma以上的气动热问题,介绍了高温真实气体的气动热计算方法,为高超声速火箭橇的气动热计算奠定了理论基础。

针对红外窗口在高速下落时容易受到气动热影响的问题,进行气动热特性预测研究分析,通过算例验证和数值模拟方法研究了红外窗口附近流域的温度分布特点,为高速飞行领域红外探测提供建议或参考。

炸弹气动参数辨识技术是飞行器气动参数辨识中的关键分支,要提高无控炸弹的命中精度,减少弹药消耗,需要对炸弹的气动参数辨识方法进行研究。针对利用一般极限学习算法进行气动参数辨识时预测精度低、预测结果易发散的问题,应用遗传(GA)算法优化极限学习机(GA-ELM)算法、极限学习(ELM)算法,GA算法优化产生ELM的输入权重和隐含层神经元阈值,可以使得输入权重和阈值包括更多的样本信息,以提高其辨识精度。仿真结果表明利用遗传算法优化极限学习机可以有效提高辨识精度,辨识结果有较好的收敛,但是由于遗传算法的寻优时间长,整体辨识时间加长。

为获得亚音速下不同弹体外形对机载布撒子弹药气动特性和初始外弹道性能的影响规律,采用FLUENT流体动力学计算软件对亚音速流中不同弹体外形的子弹药气动性能进行了仿真分析,建立了机载布撒子弹药的6自由度刚体外弹道分析模型,并基于龙格-库塔法求解其初始外弹道性能。研究结果表明弹体外形影响下气体绕流表现出的层流/湍流行为是影响弹体所受气动力的重要因素。弹体头部突起对弹体气动特性影响不大;在0.72 Ma来流中,圆头弹型阻力系数和静力矩系数导数分别为0.349和0.86,相应为平头弹型的31.4%和46.7%;在总翼展面积相同时,增加尾翼数量会减小弹体所受气动升力,8片尾翼弹型的静力矩系数为6片尾翼弹形的58%;初始外弹道飞行时凹头弹型和6片尾翼弹型的攻角收敛更快,径向转动惯量增大时攻角收敛速率减慢。研究结果可为布撒武器子弹药的相关设...

机载导弹发射系统在导弹发射后,安全拉索的气动力影响载机性能。利用流体力学仿真软件Anasys-Fluent建立安全拉索流场及气动力特性的数学模型,并对不同航速、海拔高度及不同摆动角度条件下安全拉索的气动流场及受力进行了数值仿真。结果表明飞行高度对安全拉索的受力几乎无影响;摆动角度对安全拉索的气动力影响较大,摆动角在20°附近时气动拉力最大;当航速为1.0 Ma时,因在弹肩上出现音障,使安全拉索的气动拉力急剧上升至6倍左右,仍在理论值范围内。

采用基于低色散、低耗散计算气动声学方法的LES技术计算分析了Mach 1.4和Mach 0.6三维开式方腔可压缩振荡流动及其诱导的强噪声环境。通过与已有实验和数值结果对比,证实了本文开发的LES计算程序的可靠性。深入分析LES空腔流计算结果,表明超声速来流条件下剪切层大尺度涡结构与空腔后缘撞击形成了声-流耦合自持振荡的声反馈环现象。同时,复杂非线性涡系运动导致超声速空腔流呈现出多个特征频率主导的压力脉动特性。当压缩效应减弱时,亚声速空腔流动的剪切层涡团与空腔后缘撞击形成与超声速情形基本一致的声-流共振现象,但压力脉动幅值显著减弱,且脉动频率减小。