在导弹的设计过程中,导弹的气动特性作为重要因素直接影响导弹飞行的动态品质,在亚跨音速段气动特性呈现剧烈非线性的情况下,工程估算以及CFD数值计算方法所能提供的气动计算精度有限,导致对舵效特性的辨识精度较低,需要进一步采用风洞试验的方法精确计算气动参数,进而确定导弹的舵效。应用风洞试验方法研究导弹飞行马赫数在亚跨音速段对导弹气动特性的影响,根据气动特性对舵机操纵效率进行分析。结果表明:随着马赫数的增加,亚音速时导弹的气动特性基本一致;跨音速时导弹的俯仰舵效绝对值先增大后减小,滚转舵效先减小后增大。

太阳能无人机"超高空、超长航时"的设计方向给螺旋桨的气动设计带来了极大挑战。根据某太阳能无人机总体方案,使用多点多目标优化方法改进设计桨叶翼型,合理布置叶宽分布与桨距,设计出低雷诺数工作环境下的高效螺旋桨,并利用叶素理论对该设计方案进行性能评估。结果表明:本文设计的螺旋桨在全飞行包线内均可保持较高的气动效率,各项指标满足设计要求。

前飞时,自转旋翼机的螺旋桨滑流穿过桨盘平面,会对旋翼产生非定常气动干扰。基于RANS(雷诺平均Navier-Stokes)方程,采用运动嵌套网格方法建立适用于自转旋翼-螺旋桨气动干扰流场的计算分析方法,并对模型进行模拟;分析低速情况下,孤立状态自转旋翼和组合状态自转旋翼非定常气动特性及流场特性,同时分析不同速度和螺旋桨位置对自转旋翼气动特性的影响。结果表明:螺旋桨滑流会影响自转旋翼在各个方位角的升阻力特性,并使得自转旋翼尾迹在0°方位角附近发生畸变;相同拉力下,来流速度越大旋翼后倾角越小,螺旋桨滑流对自转旋翼的影响越小;增大螺旋桨与自转旋翼的间距可以减弱螺旋桨滑流对自转旋翼的气动干扰。

纵列式直升机前后旋翼之间会产生复杂的干扰现象。针对两旋翼之间的气动干扰问题进行流场分析,建立基于动量源模型和N-S(Navier-Stokes)方程的数值分析方法,选用k-ω SST两方程湍流模型,采用基于压力隐式求解器,对所建立的求解方法进行算例验证;对悬停状态、前向来流状态、后向来流状态的纵列式双旋翼直升机前后旋翼干扰流场分别进行数值模拟,并结合计算结果与流场特性,对干扰流场所产生的气动现象进行分析。结果表明:悬停状态,前后旋翼性能均降低,后旋翼对前旋翼的性能影响较大;前向来流状态,后旋翼升力损失大于悬停状态;后向来流状态,前旋翼升力损失更为明显,最低处旋翼效率损失近半。

太阳能四旋翼无人机结合了太阳能飞行器和四旋翼飞行器的优点,已受到广泛关注,但由于太阳能板的存在,旋翼的安装高度和轴距会对整机的气动效能产生影响。通过基于粒子法格子玻尔兹曼技术的XFlowCFD软件,对太阳能四旋翼无人机的整机流场进行非定常数值模拟,并分析该飞行器的气动特性。结果表明:旋翼高度对整机升力的影响较小,旋翼的安装轴距越大整机的升力越大,其主要原因是轴距较小时,旋翼产生的下洗流冲击在太阳能板上,对整机产生气动干扰。

垂直起降固定翼无人机兼具固定翼飞机速度快、航程远和多旋翼无人机垂直起降、可悬停作业的优点,研究其翼尖垂尾对整机气动特性的影响具有重要意义。垂直起降固定翼无人机采用翼尖下垂尾的设计可以在充当垂尾使用的同时兼具翼尖小翼和起落架的作用。对比下垂尾、上垂尾、翼梢端板和常规布局四种翼尖设计,采用LBM-LES算法、壁面自适应局部涡粘大涡模拟湍流模型对四种设计的气动特性进行仿真模拟分析。结果表明:翼尖下垂尾在平飞状态时比其他三种设计气动效率更高,在垂直起降或悬停状态时,抗侧风稳定性更好。

飞行器在超音速飞行时受到的气动加热效应给结构强度及热防护设计带来极大影响,且真实状态下的气动热环境需要考虑外流场与结构的耦合及内壁面边界条件的影响。采用S-A湍流模型求解Navier-Stokes方程,通过流场与固体壁面交界处的信息传递,实现外流场与结构场的耦合数值分析。针对三种不同翼型的超音速绕流气动加热进行耦合数值研究,对比翼型内壁面在不同热边界条件下的气动热效应。结果表明:不同翼型具有与气动力相似的气动热效应,内壁面考虑对流换热的边界条件最接近真实,考虑机翼燃油箱满油时,三维机翼前缘驻点处热流密度最高可达4200W/m^2。

机载激光武器可以主动防御来袭导弹,大幅提升作战飞机的生存能力。为了具备更远的打击距离,激光武器需要尽可能大的发射镜直径,但几何尺寸较大的发射转塔会对飞机的气动和隐身性能产生不利影响,降低飞机的战场生存能力。利用计算流体力学和物理光学法,分析发射转塔直径对飞机的气动性能和隐身性能的影响,并采用基于agent的作战仿真方法研究发射转塔直径对飞机在突防作战中作战效能的影响。结果表明:飞行速度随着发射转塔直径的增大有小幅度降低,降低幅度在2%以内;30、50和70 cm的发射转塔直径分别导致飞机的头向RCS 64%、173%和282%的增加;对于作战效能而言,激光武器发射转塔的尺寸并非越大越好,相对于无防御措施的无人机执行突防任务,50 cm的发射转塔直径可以提高77.2%的任务成功率,是三种方案中最高的。

螺旋桨滑流产生的加速效应、旋转效应、粘性效应等对于处于后方的进气道性能有显著的影响。基于计算流体力学方法(CFD),通过求解非定常RANS方程,采用滑移动态网格技术来模拟螺旋桨的旋转,建立考虑螺旋桨滑流的飞机进气道气动特性数值仿真方法;以某多轴式涡桨动力系统为研究对象,对螺旋桨滑流对进气道内流的影响进行分析。结果表明:在地面与起飞两个大拉力状态下,有滑流进气道出口总压恢复系数较无滑流的有所提高;而巡航状态下有滑流进气道出口总压恢复系数却降低,除地面小速度状态外,在起飞以及巡航飞行状态下,滑流会增加进气道出口总压畸变指数。

容积和预充气压力是充气式蓄能器的关键参数,对其动态性能(工作状态下,其压力与流量的输出性能)有较大影响。以某型飞机舵面应急型充气式蓄能器计算选型为例,基于Hypneu仿真软件中的液压元件库,结合该型飞机液压系统的主要设计参数以及应急型蓄能器的工作原理,建立蓄能器作动仿真模型;在Hypneu中设置测试点记录仿真曲线,通过仿真曲线分析充气式蓄能器的关键参数对其动态性能的影响;结合理论计算与仿真分析,提出一套蓄能器参数选型方法,并对该选型方法进行试验验证。结果表明:蓄能器的预充气压力越大,初始蓄能器输出的有效容积越小,减少预充气压力增加有效容积的同时会降低蓄能器的输出压力,试验结果与仿真结果接近,使用该方法选型的蓄能器能够满足作动要求。