为设计出一种能有效增强掺混、提高燃烧效率的燃料喷注方案,首次将锥形肋片与气动斜坡进行结构组合研究,并对小肋片/气动斜坡不同组合方式冷、热流场进行数值模拟,分析结果发现:与传统的气动斜坡喷射相比,多肋片展向组合后方喷射能取得较为理想的掺混效果,并且不会带来较大总压损失;引入燃气发生器后,肋片的掺混增强效果得到明显提升。改善后的喷射方案能提高约9%的燃烧效率。

基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程,开展了JF-10高焓激波风洞典型运行状态下流场的数值模拟,分析了喷管出口及试验段流场的非均匀性,研究了不同模型位置和攻角等试验条件下,不同数值模拟方法对试验模型气动力/热特性的影响规律。研究表明:1)由于喷管的扩张效应,喷管出口及试验段流场存在一定的非均匀性,在一些情况下,试验模型的流场特性可能会受到影响;2)与传统的将喷管和试验段模型流场解耦的数值模拟方法相比,采用一体化数值模拟考虑了喷管出口气体的扩张特性,可以提高高焓风洞流场数值模拟精度;3)解耦方法与一体化计算方法的差别大小受模型位置、攻角等多种因素影响,试验模型距喷管出口距离和模型攻角越大,解耦方法造成的误差越明显。基于一体化数值模拟的思想,...

高超声速飞行器壁面催化效应会导致激波层中原子在壁面处复合释热,加剧周围气动热环境。针对高超声速流动壁面催化特性,选择不同飞行马赫数及高度条件,采用完全催化和非催化两种条件对球锥模型壁面热流率进行数值模拟计算,研究壁面催化效应对气动热的影响规律。结果表明,固定飞行高度时,壁面催化效应对气动热的影响随马赫数增加而加强,Ma=25条件下驻点处完全催化与非催化热流比值高达1.92;固定飞行马赫数时,在50 km高空以上壁面催化效应对气动热的影响随高度增加而减弱;壁面催化效应不仅会影响壁面附近的流场特性及组分分布状态,而且对整个激波层都有一定的影响作用。

采用近距鸭翼的概念以解决翼身融合布局(BWB)飞机低速低头力矩过大问题,通过对带有不同安装位置和平面形状鸭翼的BWB飞机开展数值模拟研究,分析低速下鸭翼影响BWB飞机气动性能的流动机理,以及升力和力矩方面的收益。研究表明:在大迎角下,鸭翼使BWB飞机内翼段在涡核破裂后仍能形成稳定的集中涡并保持较高强度,增加BWB飞机本身的失速迎角,提升了该布局大迎角下的升力以及抬头控制能力;且鸭翼对BWB布局飞机气动性能的影响与鸭翼位置及其形状紧密相关,相对位置较高的鸭翼可以与BWB飞机本体之间产生更为有利的干扰,达到增升与抬头效果,而鸭翼后掠角越小,越有助于提升BWB飞机的纵向操纵及配平能力。该研究成果可为BWB飞机在未来民机领域的预研和发展提供一定的理论参考。

飞翼布局具有较好的气动和隐身性能,但也存在航向稳定性缺失、航向操纵效能不足等先天缺点。针对一种小展弦比变体飞翼布局飞机,提出了多功能变体尾翼概念,可依据飞行和任务需求自适应改变飞机气动布局形式,以解决飞翼布局的横航向稳定性与控制问题,同时又兼顾全机的隐身特性。通过对多功能变体尾翼气动、隐身特性研究,以及风洞、微波暗室试验验证,表明该变体尾翼具有良好的气动-隐身综合性能。以马赫数0.9、迎角0°为例,尾翼打开45°后,偏航力矩系数对侧滑角导数值从-0.0001增大至0.0004,航向稳定性明显得到改善;马赫数0.9和2.0时,尾翼上反打开45°后,焦点分别后移1.0%和前移5.3%平均气动弦长;隐身特性方面,尾翼打开时隐身性能有所下降,尤其是对"垂直-垂直"极化影响较大,雷达散射面积峰值视角变宽,平均高出约5dB (X^Ku频段)。对于小展弦比变体飞...

智能可变形飞行器是当前航空航天飞行器研究领域的一个热点,是最有可能带来航空航天技术变革,产生颠覆性影响的领域之一,因此受到国内外的广泛关注。本文首先指出飞行器可变形的需求主要来源于如下几个方面,即:1)未来飞行器的飞行空域、速域不断扩大,固定外形可能无法满足不同飞行工况对飞行器气动和飞行性能的需求;2)单架飞行器实现多个飞行使命和任务,可能需要飞行器在执行不同飞行任务时具有不同的气动外形;3)提升现有飞行器的气动总体性能,要求其在各个飞行阶段,通过调整气动外形,使其始终保持优良的气动和飞行性能。介绍了现代意义上的智能可变形飞行器所包含的“变形”和“智能”两方面的含义,其中“变形”是指不同空间尺度(局部、分布、整体)和时间尺度的连续变形,涵盖的范围很宽。按照变形尺度和实现的功能将其划分为三...

结冰将改变飞机空气动力表面形状，不仅使飞机空气动力性能下降，还会导致气动噪声的变化。为研究结冰对翼型气动噪声的影响，采用计算流体力学方法对前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性进行了数值计算。采用C型网格拓扑结构对结冰翼型的计算区域进行了划分，采用不可压缩雷诺平均N-S方程对结冰翼型周围黏性流场进行了数值计算，采用基于Proudman理论的宽频噪声模型和Curle的表面积分方法预测了结冰翼型的表面声学参数，获得了沿结冰翼型弦向分布的表面声功率和表面声功率级。研究表明，0°或小攻角时，靠近前缘霜冰区域的流动转捩或流动分离使结冰翼型的表面声功率更高;较大攻角时，靠近后缘的区域发生流动分离，使后缘的表面声功率增加，进一步增加了结冰翼型的表面声功率。前缘霜冰产生的流动转捩和流动分离是结冰翼型...

本文探究深度学习人工智能技术在飞行器气动外形预测中的应用。以激波装配法乘波体设计为背景，建立气动数据快速生成工具，使用拉丁超立方采样得到海量样本数据。使用深度残差神经网络构建气动外形参数到气动性能数据的代理模型，并与随机森林和双隐层神经网络等普通机器学习模型对比;同时将数据转换为图片，研究基于图片识别的深度学习模型搭建，省略飞行器外形的参数化表达。测试结果说明，深度残差网络作为数据代理模型的精度是随机森林和双隐层神经网络的3倍以上，而基于图片识别的代理模型精度提高有限。研究表明，深度残差网络在乘波体等易于生成大量数据的气动外形的性能预测中效果明显，为深度学习技术在气动外形设计中的应用奠定了基础。

现代先进飞行器在高机动飞行过程中,容易诱发非指令的多自由度耦合运动,呈现出复杂的动态气动力及耦合运动现象。为满足先进飞行器多自由度动态气动特性研究与试验评估的需求,中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所在2.4 m×2.4 m跨声速风洞建立了可以开展大迎角静态、单自由度俯仰振动、快速拉起、俯仰/滚转双自由度耦合运动等试验的模拟技术。通过典型的70°三角翼验证模型的试验研究,结果表明试验技术获取的试验数据合理可靠,变化规律正确,能够准确反映模型的动态气动力迟滞特性,实现了俯仰/滚转两自由度耦合大振幅运动的纵横向动态气动力测量,可以为飞行器的试验鉴定评估提供技术支撑。

优化差分格式一般用于气动声学和湍流等多尺度问题的数值模拟,这类格式为了获得更精确的数值结果通常牺牲了收敛精度阶数。文献[1]中构造了一种七点模板上最高阶精度格式与优化格式的加权组合格式,该格式达到了最优阶收敛精度,并获得了更好的谱分辨率性质。由于该格式比普通优化格式具有更好的谱分辨率性质,这里称其为增强优化格式。本文将讨论基于不同优化格式构造的增强优化格式,通过线性传播方程的数值测试选取表现相对较好的增强优化格式,然后针对声波散射问题进行数值模拟与分析。结果表明,该格式计算结果与六阶中心紧致格式相近,但所需计算时间更短;此外,增强优化格式为显式格式,因此相比紧致格式更容易处理边界条件以及更容易进行并行计算。