真实流动环境下的真空羽流必然存在着各种不确定性,那么确定性输入条件的数值模拟必然会存在偏差,因此需进一步研究不确定性对羽流流动特征的影响规律。本文采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法,对不确定性输入的羽流流场进行模拟;采用稀疏的概率配置点方法对来流、壁面及模型参数等输入不确定量进行描述,对不确定性的传播和输出目标的平均值、方差及不确定度进行计算。研究表明,流场不确定性沿流线传播至流速最大处之后迅速增强,并在声速线前出现骤减的现象;传播至声速线之后,挡板壁面输入不确定性的影响凸显。其中最为显著的是,压力不确定度在挡板驻点位置达到全场最大值,约为输入不确定量(3.54%)的2.1倍。此外,温度跳跃不确定度受到壁面温度不确定性输入的限制而近似保持为一个恒定值,约为输入不确定度的0.8倍。进而,壁面热流不确定...

为了确定在实际飞行条件下,当发动机状态变化时,进排气系统损失对飞机气动特性的影响,针对翼吊短舱形式的发动机开展了缩比模型风洞试验,分别进行了巡航构型与起飞构型,马赫数0.1,0.15,0.2,攻角0°~15°,发动机外涵喷管落压比1.22,1.32,1.44,1.53,1.61等条件下的风洞试验。通过数据分析,明确了该类型发动机推/阻划分的基本方法,分析了发动机状态变化时飞机气动特性的改变及修正方法。风洞试验结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,必须建立合理的推/阻划分体系,对实际使用条件下,发动机状态变化引起的进排气损失进行修正,通过本文建立的推/阻划分体系,计算得到的发动机安装净推力与风洞试验结果最大偏差为1.6%。

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。

运用CFD计算方法进行数值模拟,采用三维非定常N-S方程并结合重叠网格技术,计算导弹在不同马赫数,攻角和舵偏速度下的各项力和力矩的气动系数。研究发现:鸭舵偏转产生漩涡对尾翼进行干扰,这种干扰随舵偏角的增大而增大;小攻角下弹体和尾翼对导弹轴向力系数的影响很小;马赫数的增大会使鸭舵偏转对导弹法向力系数和俯仰力矩系数的影响减弱;鸭舵动态偏转计算气动力和力矩和稳态情况下计算的结果不一样,且鸭舵偏转速度越快,差异越明显。

为研究某型无人直升机机身两侧的外挂组合体对其气动特性的影响,采用求解Navier-Stokes方程的方法,对直升机机身的气动特性进行数值计算,并与风洞试验结果进行对比,验证CFD(computational fluid dynamics)计算方法的准确性和可靠性。计算加装外挂组合体前后的无人直升机气动特性,包括不同侧滑角和不同挂载状态,并进行对比分析。结果表明,外挂组合体对无人直升机的阻力影响较大,对升力和俯仰力矩等影响较小。加装外挂组合体后,无人直升机气动特性受侧滑角变化的影响更大,外挂组合体中的导弹数量变化对无人直升机的阻力影响较大。研究结果可为加装外挂组合体的气动布局和减阻设计提供参考。

单旋翼带尾桨直升机的抗侧风能力通常受限于尾桨距上限,本文通过分析机身的横向气动特性,主要包含横向偏航力矩系数和横向阻力系数对直升机抗侧风能力的影响;得出横向偏航力矩系数对直升机的抗侧风能力有显著影响,并给出降低横向偏航力矩的部分措施以提高直升机的抗侧风能力。

建立了以CRH3系列某型高速列车为原型的空气动力学数值模型,研究了桥梁防护墙及其结构参数对高速列车气动特性的影响.结果表明:由于防护墙的存在,使得空气在防护墙处形成绕流,同时在防护墙外壁侧形成了涡旋,涡旋不断向后发展、增大,并在中间车的后转向架与尾车的前转向架处出现耗散、脱落以及新涡旋生成的现象.绕流与涡旋的作用导致整车升力平均下降了39.25%,升力减小;并且随着防护墙高度的升高,同样导致了整车升力的减小,升力平均降低了43.77%.

目的:探讨环境风对跳台滑雪空中飞行气动特性的影响。方法:通过计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)方法数值模拟预测了不同环境风下跳台滑雪空中飞行空气动力学特性,并探究了水平方向环境风、竖直方向环境风以及侧向环境风对气动特性的影响。将跳台滑雪运动员与滑雪板看成一个多体系统,建立在空中飞行某一种普遍姿态下此多体系统的精细化三维几何模型与网格模型,采用部分时均(partially averaged Navier-Stokes,PANS)湍流模型进行数值模拟,提取多体系统的受力及力矩情况,直观地显示多体系统周围的流场信息。数值预测涉及的水平方向风风速包括-4 m/s、-2.5 m/s、-1 m/s、0 m/s、1 m/s、2.5 m/s、4 m/s等工况;竖直方向风风速包括-8 m/s、-4 m/s、-2.5 m/s、-1 m/s、0 m/s、1 m/s、2.5 m/s、4 m/s、8 m/s等工况;侧向风风速包括1.5 m/s、3.0 m/s、4.5 m/s、7.5 m/s、10.5 m/s、13.5 m/s等...

通过刚性模型测压风洞试验,在均匀流场中测试了标准方形断面及圆角率分别为0.1,0.2,0.3和0.4时的方形断面在雷诺数Re=0.8×10^5~3.8×10^5内的气动特性。结果表明:在试验雷诺数范围内,标准方形断面的平均阻力系数、平均升力系数及斯特罗哈数基本不受雷诺数的影响,但脉动升力系数受雷诺数的影响比较明显;圆角率为0.1的方形断面的平均阻力系数、平均升力系数及斯特罗哈数随雷诺数有一定变化,脉动升力系数随雷诺数的变化明显;圆角率为0.2,0.3和0.4的方形断面的平均阻力系数、平均升力系数及斯特罗哈数对雷诺数非常敏感,其在临界雷诺数附近均产生了明显的跳跃现象,但脉动升力系数受雷诺数的影响相对不大。

扇翼无人机是一种新概念无人机,其横流风扇叶片的翼型、尺寸、位置、数量、安装角,以及来流速度、风扇转速等因素都会显著影响气动特性.为探究这些因素及变化对扇翼无人机的影响及规律,本文建立起典型扇翼二维机翼模型,通过数值仿真计算的方法进行分析,并重点研究了扇翼来流速度、风扇转速对扇翼气动特性的影响.结果 表明,当扇翼几何参数一定时,在一定范围内提升转速和改变来流速度均能有效提升扇翼的升、推力特性:在无人机设计、运行和使用过程中,应根据实际需要做好来流速度和风扇转速的匹配.