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细长旋成体亚声速超大攻角非定常流动特性研究

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力学学报 2022年第2期54卷 379-395页

作者：王方剑王宏伟李晓辉董磊黄湛陈兰中国航天空气动力技术研究院北京100074

空空导弹作为现代空战的主要攻击手段,要求比目标飞机更高的机动性和敏捷性.新型空空导弹在面对新一代飞机时必须具备全方位攻击能力,尤其对来自后方目标的威胁,则需要更高转弯率和更大机动包络线的航向反转机动等先进高效机动方法.为... 详细信息

空空导弹作为现代空战的主要攻击手段,要求比目标飞机更高的机动性和敏捷性.新型空空导弹在面对新一代飞机时必须具备全方位攻击能力,尤其对来自后方目标的威胁,则需要更高转弯率和更大机动包络线的航向反转机动等先进高效机动方法.为了保证高效机动的顺利完成,要求导弹在超大攻角(α=0°~180°)范围内具有飞行和机动控制能力.以往对超大攻角流动的观测和研究大多集中在α=40°~60°范围内,最大角度不超过90°.本文采用数值模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)与风洞试验(油流显示试验)结合的方法,研究了细长体亚声速下(Ma=0.6)攻角α=0°~180°范围内的瞬时流动特性以及非定常特性.研究表明,数值模拟与油流显示试验获得的物面流线吻合较好,在攻角α=0°~90°范围内,细长体背风侧流动主要为圆柱段引起的集中涡主导,体现为非对称、非定常和涡脱落等流动现象;在攻角α=90°~180°范围内,这时细长体底部朝前,由此带来较大的回流区,回流区内存在较多小尺度旋涡相互作用干扰,随着流动逐渐沿轴向向后发展,背风侧流动逐渐以非对称涡流动为主导.非对称旋涡诱导的物面压力脉动频率St范围St=0.19~0.33,底部回流区诱导的物面压力脉动St范围为St=1.55~1.64.

关键词：超大攻角非定常亚声速 DDES 油流流动显示试验

水下亚声速细长锥型射弹超空泡流的数值计算方法

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计算力学学报 2012年第3期29卷 393-398页

作者：金永刚张志宏王冲孟庆昌顾建农海军工程大学理学院武汉430033

采用理想可压缩流体无旋定常流动及超空泡尾部Riabushinsky闭合方式假定,基于水动力学势流理论及细长体理论,建立了描述水下亚声速条件下细长锥型射弹超空泡流动的积分微分方程。发展了求解该方程的数值离散方法,提出多种超空泡外形初始... 详细信息

采用理想可压缩流体无旋定常流动及超空泡尾部Riabushinsky闭合方式假定,基于水动力学势流理论及细长体理论,建立了描述水下亚声速条件下细长锥型射弹超空泡流动的积分微分方程。发展了求解该方程的数值离散方法,提出多种超空泡外形初始解,分析了它们对超空泡形态计算结果的影响,优化了计算过程,简化了初始迭代条件。分析了流体压缩性对超空泡流动参数的影响,当马赫数大于0.3时,超空泡外形、射弹表面压力系数及射弹运动压差阻力系数均明显增大。计算得到的超空泡流动参数与相关文献的理论和实验结果吻合良好。

关键词：流体力学细长体理论超空泡亚声速压缩性射弹

翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性影响分析研究

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力学学报 2022年第10期54卷 2760-2772,I0003页

作者：常思源肖尧李广利田中伟崔凯中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049 中国科学院力学研究所宽域飞行工程科学与应用中心北京100190

高压捕获翼新型气动布局在高超声速设计状态下具有较好的气动性能,新升力面的引入使其在亚声速条件下也具有较大的升力,但在亚声速下的稳定特性还有待研究.基于高压捕获翼气动布局基本原理,在机身-三角翼组合体上添加单支撑和捕获翼,设... 详细信息

高压捕获翼新型气动布局在高超声速设计状态下具有较好的气动性能,新升力面的引入使其在亚声速条件下也具有较大的升力,但在亚声速下的稳定特性还有待研究.基于高压捕获翼气动布局基本原理,在机身-三角翼组合体上添加单支撑和捕获翼,设计了一种参数化高压捕获翼概念构型.以捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量,采用均匀试验设计、计算流体力学数值计算方法及Kriging代理模型方法,研究了0°~10°攻角状态下不同翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性的影响,重点分析了升阻特性、纵向和横航向稳定性的变化规律以及流场涡结构等.结果表明,小攻角状态下翼反角对升阻比的影响比大攻角更加显著,捕获翼上反时,升阻比略微增大,下反则升阻比减小;三角翼上反时,升阻比减小,下反则升阻比先略微增大后缓慢减小;翼反角对纵向稳定性的总体影响较小,捕获翼上反会稍微提高纵向稳定性,而三角翼上反则会降低纵向稳定性;捕获翼或三角翼上反都会增强横向稳定性,下反则减弱横向稳定性,但大攻角状态时,三角翼上反角过大对提升横向稳定性作用有限;捕获翼上反航向稳定性增强,下反航向稳定性则减弱,而三角翼下反对提升航向稳定性的整体效果比上反更加显著.

关键词：高压捕获翼亚声速数值模拟上/下反角稳定性

机体尾缘形状对高压捕获翼构型亚声速特性影响

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航空学报 2023年第6期44卷 169-185页

作者：王浩祥肖尧张凯凯李广利常思源田中伟崔凯中国科学院力学研究所高温气动国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049 中国科学院力学研究所北京100190

基于圆锥-圆台组合平板捕获翼构型,通过改变尾缘展向扩张角,获得一系列不同外形,在典型亚声速(Ma=0.5)来流条件下开展数值计算,并重点分析了机体尾部截面形状和攻角变化对流动特性和气动特性的影响。结果表明:在0°攻角状态下,机体尾截... 详细信息

基于圆锥-圆台组合平板捕获翼构型,通过改变尾缘展向扩张角,获得一系列不同外形,在典型亚声速(Ma=0.5)来流条件下开展数值计算,并重点分析了机体尾部截面形状和攻角变化对流动特性和气动特性的影响。结果表明:在0°攻角状态下,机体尾截面展向变宽,机体与捕获翼之间的流场区域对来流的扩张减弱,机体圆台上表面的逆压梯度减小,可有效抑制机-翼之间流场内的流动分离现象,同时整机升力系数增大,阻力系数先减小后增大。随攻角增大,机体圆台上表面压力增大,分离区范围逐渐缩小直至消失,机体尾截面展向变宽可加速分离区消失的进程。当攻角进一步增大时,机体背风面出现横向绕流,但机体尾截面展向变宽可以延缓横向绕流的发展。计算结果还表明,随攻角增大整机升力及阻力主要由捕获翼贡献,机体贡献的气动力随攻角变化不敏感,机体尾截面展向变宽对整机焦点位置影响较小。机体下表面几何形状变化对机体与捕获翼之间的区域内流动特性和捕获翼部件的气动力特性无明显影响。

关键词：高压捕获翼亚声速流动特性流动分离尾缘

基于动叶出口轴向速度提升的亚声速低反动度轴流压气机气动设计原理及其验证

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航空动力学报 2014年第3期29卷 708-718页

作者：胡应交王松涛哈尔滨工业大学能源科学与工程学院哈尔滨150001

当动叶转角增加以进一步提升亚声速轴流压气机级负荷时,为解决其内部流动问题,提出了基于轴向速度提升的亚声速低反动度轴流压气机气动设计原理.分析了在该气动设计原理指导下,各气动参数间的相互影响,设计了一个验证级.三维黏性数值模... 详细信息

当动叶转角增加以进一步提升亚声速轴流压气机级负荷时,为解决其内部流动问题,提出了基于轴向速度提升的亚声速低反动度轴流压气机气动设计原理.分析了在该气动设计原理指导下,各气动参数间的相互影响,设计了一个验证级.三维黏性数值模拟结果表明:在叶尖切线速度为213m/s的前提下,实现了级压比为1.5,效率为92.5%的压气机级设计.

关键词：低反动度轴流压气机亚声速附面层抽吸高负荷

高亚声速时叶尖小翼对压气机叶栅泄漏流动的影响

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国防科技大学学报 2022年第2期44卷 162-178页

作者：吴宛洋钟兢军上海海事大学商船学院上海201306

为了探索跨声速来流条件时,不同安装位置、不同宽度的叶尖小翼对压气机叶栅气动特性的影响,对Ma=0.8时包括原型叶栅在内的7种扩压叶栅的流场进行了数值研究。结果表明:在多种因素的共同影响下,不同来流冲角的吸力面叶尖小翼在流场中都... 详细信息

为了探索跨声速来流条件时,不同安装位置、不同宽度的叶尖小翼对压气机叶栅气动特性的影响,对Ma=0.8时包括原型叶栅在内的7种扩压叶栅的流场进行了数值研究。结果表明:在多种因素的共同影响下,不同来流冲角的吸力面叶尖小翼在流场中都为负效果,增加了流场复杂性;压力面叶尖小翼则改善了泄漏流动,减小了流动损失。两种安装位置的叶尖小翼对流场的影响效果都与其宽度成正比。叶尖小翼对流场的干扰或改善效果在正冲角工况下都更为明显。与原型工况相比,在正6°冲角工况时可以观察到两种叶尖小翼的效果最明显,宽度为原型叶片叶顶宽度2.0倍的吸力面叶尖小翼带来4.17%的流场损失,宽度为原型叶片叶顶宽度2.0倍的压力面叶尖小翼则伴随着10.15%的改善效果。

关键词：压气机叶栅亚声速吸力面叶尖小翼压力面叶尖小翼

水下亚声速细长锥型射弹超空泡形态的计算方法

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爆炸与冲击 2010年第3期30卷 254-261页

作者：张志宏孟庆昌顾建农王冲海军工程大学力学系湖北武汉430033

采用理想可压缩流体无旋定常流动以及超空泡尾部Riabushinsky闭合方式假定,基于细长体理论和匹配渐近展开法,建立了描述水下亚声速条件下细长锥型射弹超空泡流动的积分微分方程。求解得到了考虑压缩性影响的超空泡形态1阶和2阶近似解,... 详细信息

采用理想可压缩流体无旋定常流动以及超空泡尾部Riabushinsky闭合方式假定,基于细长体理论和匹配渐近展开法,建立了描述水下亚声速条件下细长锥型射弹超空泡流动的积分微分方程。求解得到了考虑压缩性影响的超空泡形态1阶和2阶近似解,改进了超空泡形态的计算精度。分析了射弹高速冲击条件下流体压缩性对超空泡形态的影响,随着马赫数的增加,超空泡形态将发生更加显著的膨胀变化。计算得到的超空泡特征参数与相关文献的理论和实验结果吻合良好。

关键词：流体力学细长体理论匹配渐近展开法超空泡亚声速压缩性射弹

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亚声速二喉道流场不对称现象研究

实验流体力学 2015年第2期29卷 43-47页

作者：孟凡民张刃李庆利崔晓春中国航空工业空气动力研究院沈阳110034

为满足未来我国先进飞行器的发展需求,我国将考虑建设大型跨声速风洞,提高风洞试验模拟精细化水平。而第二喉道作为风洞Ma数控制的有效手段,被认为是提升跨声速风洞能力的关键技术之一。本文首先通过CFD数值模拟发现了二喉道段流场在某... 详细信息

为满足未来我国先进飞行器的发展需求,我国将考虑建设大型跨声速风洞,提高风洞试验模拟精细化水平。而第二喉道作为风洞Ma数控制的有效手段,被认为是提升跨声速风洞能力的关键技术之一。本文首先通过CFD数值模拟发现了二喉道段流场在某些压比下存在不对称现象,然后,利用现有引导风洞,设计加工了Ma=0.7的带可变中心体的二喉道段进行验证试验。试验结果显示,当前室总压达到某一值时,二喉道段流场会出现不对称现象,并前传影响试验段流场品质。最后利用CFD手段给出了一种无不对称现象的新型二喉道设计。

关键词：亚声速中心体第二喉道不对称数值模拟

亚声速条件下十字形伞充满时间系数的解算方法及仿真验证

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南京航空航天大学学报 2021年第2期53卷 177-181页

作者：喻东明马啸民杨品航空工业航宇救生装备有限公司空降空投技术研发部襄阳441003 航空工业航宇救生装备有限公司应用技术部襄阳441003

针对目前十字形伞充满时间系数缺乏取值依据、充满时间不易估算的现状,提出基于小样本量实测值解算亚声速条件下十字形伞充满时间系数的思路和方法,并借助LS-DYNA对伞衣的充气过程进行仿真验证,得到了十字形伞充满时间系数的圆整结果。

关键词：亚声速十字形伞充满时间系数仿真验证 LS-DYNA