星舰(Starship)是当前美国太空探索公司(SpaceX)推出的新一代可重复使用航天运输系统。本文基于公开资料,采用数值仿真方法,对星舰气动布局开展了建模、计算和分析,从升阻特性、配平特性、稳定性、上反控制与传统鸭翼对比等方面对星舰布局气动特性进行了论述,同时结合弹道计算情况,开展了热环境分析及防热材料、工艺分析,从总体设计的角度对星舰布局设计理念进行剖析。研究表明星舰采用的前后翼控制方式与大攻角飞行相匹配,能够实现大攻角全速域可控,无尾布局横航向大攻角区间静稳定,上反控制与传统鸭舵相比大攻角飞行时具有高效、低热特点。综合来说,星舰气动布局任务需求明确,设计目标清晰、方案简洁合理。

为了提高旋翼螺旋桨的综合气动性能,基于叶素-动量组合理论并耦合了计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,设计了一款旋翼螺旋桨,进行了螺旋桨巡航及悬停状态的气动特性计算及流场仿真,计算结果与风洞试验数据进行了对比分析。研究结果表明,在进行网格无关性研究基础上,数值计算与风洞试验的误差较小,设计点平均计算误差为3.0%左右,所采用的CFD计算方法具有较高准确性和可信度。设计的旋翼螺旋桨巡航效率高于80%,悬停效率高于70%,具备了较好的巡航及悬停的综合气动性能。

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律;采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。

为提升旋转稳定弹的射击精度,将微型扰流片应用于旋转稳定弹,可以为弹丸提供侧向升力、改变弹体姿态,继而达到改变飞行轨迹的目的。通过数值模拟方法计算扰流片轴向力系数、法向力系数和静力矩系数,分析扰流片气动系数随外形参数和马赫数的变化规律,以及外形参数和马赫数对平衡攻角的影响;以扰流片主要外形参数为设计变量,以弹道修正量和终点存速为目标,考虑攻角、修正能力、扰流片尺寸等约束,建立多目标优化设计模型,并采用遗传算法获得全局最优解。结果表明采用扰流片对弹丸进行姿态调整、弹道修正的方法可行有效;在亚跨声速段扰流片外形参数存在升阻比最优解,在超声速下升阻比随马赫数增加呈下降趋势。

流体流过旋转圆柱形成的不对称流场会在圆柱上产生侧向流致力(升力),这种流致力在航海和风能利用方面有很广的应用前景,旋转圆柱气动力特性的研究对这些应用有重要的意义。通过测量旋转圆柱体在不同转速和风速下的气动力和尾流场,讨论了不同雷诺数范围旋转圆柱的气动特性。结果表明雷诺数是影响旋转圆柱气动力的重要因素亚临界区旋转圆柱的侧向力主要体现为马格努斯效应,升力指向切向速度与风速相同一侧,随着转速比的增大而增大;在临界区,圆柱的转动会诱发流体在切向速度与风速相反一侧形成再附现象,形成指向该侧的升力,随着转速的提高,升力不会发生明显变化。此外,雷诺数效应会受到转速的影响随着转速提高,发生阻力损失的雷诺数会变小,出现再附现象的雷诺数范围变大。

可动双翼鸭舵式新型迫击炮弹的气动布局区别于传统固定鸭舵式修正迫弹,表现出不同的气动特性。基于计算流体动力学方法,采用气动分析软件对某新型迫弹进行气动仿真计算,获得不同条件下弹丸的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数变化规律及舵翼的受力情况。数值模拟结果表明弹丸的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数随攻角和马赫数的增加而增大;舵翼力随舵偏角和马赫数的增加而增大;双翼鸭舵式迫弹整体气动特性良好。计算结果对可动舵翼修正弹的研究及设计具有一定的参考价值。

本文通过风洞旋转测力试验针对鸭式布局旋转导弹的舵翼干扰问题进行了研究。采用风洞试验方法对于不同舵翼周向角气动数据进行分析,得到转速随舵翼周向角变化规律;运用四点、八点平均获得的法向力系数与旋转情况下测得的平均法向力系数基本一致,可采用准定常方法解决旋转弹纵向气动问题;小攻角下洗流干扰强烈,使得纵向气动性能波动较大;通过研究得到了舵翼干扰造成的马格努斯效应随转速及攻角变化的波动规律,马格努斯力与力矩在中等攻角下随攻角非线性变化较大且产生的绝对值也较大。

为揭示鸭式布局非定常运动中鸭翼高度对战机纵向气动特性的影响,采用回流水槽测力实验和CFD数值模拟两种手段研究不同鸭翼高度下的鸭式布局(g/cw分别为-0.15、-0.05、0、0.05和0.15)进行低频与高频(k分别为0.0375和0.6000)俯仰振荡的过程。结果表明与主翼升力系数相比,鸭翼高度的变化对鸭翼升力产生的影响更为明显。在低频上仰阶段,低置布局的鸭翼涡更易受到下游主翼的干扰作用发生双螺旋破裂,导致鸭翼升力系数明显减小;在低频下俯阶段,低置布局的鸭翼涡也更难重新恢复。在高频上仰阶段,由于鸭翼前缘有效迎角的明显减小,低置与高置布局的鸭翼涡均优先生成于下翼面;在高频下俯阶段,与高置布局相比,低置布局鸭翼涡残留的对流速度更快,导致同等迎角下后者鸭翼的升力系数更低。对主翼而言,高置布局在低频上仰时拥有更高的最大主翼升力系数,但...

文章基于数值模拟的方法,研究NACA0012翼型的失速及流场参数改变对飞机的气动性能影响;运用SST k-ω湍流模型和Solution Steering收敛方法得出翼型的流场计算参数,并与美国航空航天局(NASA)的试验数据进行对比,验证计算翼型的准确性。结果表明当Re为5×106和10×106时,最大升力系数随马赫数的变化波动较大,且变化趋势基本相同,最大升力系数出现在Ma=0.20左右,分别为1.46、1.59,是所研究范围飞机的最佳飞行状态;在低Re的情况下,翼型的最大升阻比随马赫数增大而先增大后减小,且翼型的最大升阻比出现位置在马赫数为0.20~0.30;在亚音速条件下,翼型的失速攻角在一定范围内随马赫数变化可以用对数函数进行定量描述。

叶片外形优化是提升风力机气动性能的关键。文章基于STAR-CCM+软件,采用RANS法进行了叶尖小翼气动特性的研究。通过与Bladed计算结果进行对比,验证了此方法的可行性,在此基础上,研究了小翼扭角对叶片三维流场数值计算结果的影响。叶尖小翼减弱了叶尖附近的流动分离现象,增大了叶片压力面与吸力面之间的压差,从而提升了风力机的输出功率。当小翼其他设计参数相同时,负扭角对风力机性能的提升效果优于正扭角,小扭角对风力机性能的提升效果优于大扭角。总体上,小翼扭角对风力机功率和推力的影响较小,当风速相同时,功率增长率最大差值小于0.7%,推力增长率最大差值小于1%。