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机翼喷流增升机理的风洞试验研究 被引量：12
1
作者 焦予秦 程玉庆 金承信 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期20-24,共5页
在西北工业大学NF-3风洞中对以喷气襟翼为基础的运输机新型高效增升系统的机理进行研究。简述了基于喷气襟翼的运输机增升装置、风洞试验装置和试验模型的设计,给出了喷气压力、喷流速度和简单襟翼偏角参数对增升效果和飞机气动性能影... 在西北工业大学NF-3风洞中对以喷气襟翼为基础的运输机新型高效增升系统的机理进行研究。简述了基于喷气襟翼的运输机增升装置、风洞试验装置和试验模型的设计,给出了喷气压力、喷流速度和简单襟翼偏角参数对增升效果和飞机气动性能影响的研究结果。研究表明:以喷气襟翼为基础、结合简单襟翼有可能满足运输机高效增升的要求;下翼面后部喷气不仅在升力方向产生分量,且能有效推迟机翼失速、提高下翼面压力、增加机翼环量,从而增加升力。 展开更多
关键词 增升装置 喷气襟翼 翼-身组合体 半模 风洞实验
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高风速下介质阻挡放电等离子体气动激励抑制翼-身组合体失速分离的试验研究 被引量：8
2
作者 张鑫 黄勇 +3 位作者 沈志洪 黄宗波 王万波 王勋年 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期17-20,共4页
在较高风速下研究介质阻挡放电等离子体气动激励对翼-身组合体绕流流动的控制效果。结果表明:在来流风速100m/s的情况下,介质阻挡放电等离子体气动激励能较好地抑制流动分离,失速迎角推迟约30%,升阻比最大提高80%。研究结果为等离子体... 在较高风速下研究介质阻挡放电等离子体气动激励对翼-身组合体绕流流动的控制效果。结果表明:在来流风速100m/s的情况下,介质阻挡放电等离子体气动激励能较好地抑制流动分离,失速迎角推迟约30%,升阻比最大提高80%。研究结果为等离子体流动控制技术的应用奠定重要基础。 展开更多
关键词 介质阻挡放电 流动控制 失速分离 高风速 翼-身组合体
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结合CFD和当地流活塞理论的全机组合体超声速颤振分析 被引量：5
3
作者 史晓鸣 杨炳渊 +1 位作者 李海东 唐国安 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2011年第6期613-617,674,共5页
针对翼．身组合体飞行器面对称布局的特点，利用模态振型的对称和反对称性，以分枝模态法建立结构的运动微分方程，结合CFD的当地流活塞理论计算飞行器的非定常气动力，建立飞行器全机组合体的气动弹性数学模型。对飞行器进行了来流为1... 针对翼．身组合体飞行器面对称布局的特点，利用模态振型的对称和反对称性，以分枝模态法建立结构的运动微分方程，结合CFD的当地流活塞理论计算飞行器的非定常气动力，建立飞行器全机组合体的气动弹性数学模型。对飞行器进行了来流为1．5～7马赫数下的颤振分析，结果与全CFD／CSD耦合时域仿真结果较好吻合，验证了本文方法在工程设计中的有效性和可行性。本文方法的效率在相同精度下比CFD／CSD耦合的时域方法高100倍。 展开更多
关键词 气动弹性 颤振 翼-身组合体 全机 当地流活塞理论
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前体涡诱导双极限环摇滚流动特性的实验研究 被引量：4
4
作者 荣臻 邓学蓥 +1 位作者 王兵 马宝峰 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期19-24,共6页
通过摇滚/PIV/压力同步测量实验,对翼身组合体前体涡诱导的双极限环摇滚过程中流动特性及演化规律进行了系统的研究,并分析了前体涡诱导翼-身组合体双极限环摇滚的流动机理。实验结果表明,前体涡与机翼翼面流动的相互作用使模型在正负... 通过摇滚/PIV/压力同步测量实验,对翼身组合体前体涡诱导的双极限环摇滚过程中流动特性及演化规律进行了系统的研究,并分析了前体涡诱导翼-身组合体双极限环摇滚的流动机理。实验结果表明,前体涡与机翼翼面流动的相互作用使模型在正负滚转相位处分别出现极限环摇滚运动;正负滚转相位过渡是模型运动惯性与气动力共同作用的结果。 展开更多
关键词 机翼摇滚 前体涡 PIV 动态测压 翼-身组合体
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跨声速翼-身组合体三维粘性流场的数值模拟 被引量：1
5
作者 乐贵高 吴萍 潘书山 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2003年第S5期184-186,197,共4页
建立非结构网格系统下求解飞机外挂物三维翼身组合体绕流的 N-S 方程组的数值方法,湍流模型为Spalart-Allmaras 方程模型。数值方法包括三阶 MUSCL 型 TVD 格式离散无粘通量项和中心差分离散粘性通量项。数值模拟了雷诺数为 Re=7.8×... 建立非结构网格系统下求解飞机外挂物三维翼身组合体绕流的 N-S 方程组的数值方法,湍流模型为Spalart-Allmaras 方程模型。数值方法包括三阶 MUSCL 型 TVD 格式离散无粘通量项和中心差分离散粘性通量项。数值模拟了雷诺数为 Re=7.8×10~6,马赫数分别为0.6、0.95和1.2流动问题,与风洞实验数据吻合很好,表明该方法是求解三维翼身组合体流场的有效方法。 展开更多
关键词 翼-身组合体 跨声速流 N-S 方程 非结构网格
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大迎角翼-身组合体涡流特性计算
6
作者 熊善文 吴小勇 冯亚南 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 1997年第1期102-107,共6页
论述了用非线性离散涡法来模拟大迎角下翼－身组合体涡流绕流的计算模型及计算方法；给出了一个典型翼－身组合体的涡流流态计算结果及其非线性气动特性和截面压强（或载荷）分布。
关键词 翼-身组合体 大迎角 离散涡法
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翼-身组合体绕流的Euler方程数值模拟
7
作者 陈红全 黄明恪 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第5期A225-A229,共5页
用代数方法生成翼-身组合体H-O型网格,并用有限体积法研制出翼-身组合体绕流三维Euler方程计算程序。该方法的特点是改进了机身与机翼表面网格点分布,机翼后缘有后掠时也能保证后缘与网格线一致。程序除能按常规提供横流截面展向压强分... 用代数方法生成翼-身组合体H-O型网格,并用有限体积法研制出翼-身组合体绕流三维Euler方程计算程序。该方法的特点是改进了机身与机翼表面网格点分布,机翼后缘有后掠时也能保证后缘与网格线一致。程序除能按常规提供横流截面展向压强分布外,还能提供弦向压强分布。对NASA TND-712的翼-身组合体模型的计算结果与实验符合很好。 展开更多
关键词 翼-身组合体 数值计算 EULER方程
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超声速翼-身组合体Euler方程数值解
8
作者 陈万春 杨振声 纪楚群 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1992年第2期210-217,共8页
本文采用MacCormack二步显式差分格式,用空向推进法给出了超声速翼-身组合体Euler方程的数值解。应用薄翼假设生成简易的多区网格。采用Kentzer方案处理边界。计算中通过对横流速度型的修正改善了背风面压力分布特性,解决了推进中断问题... 本文采用MacCormack二步显式差分格式,用空向推进法给出了超声速翼-身组合体Euler方程的数值解。应用薄翼假设生成简易的多区网格。采用Kentzer方案处理边界。计算中通过对横流速度型的修正改善了背风面压力分布特性,解决了推进中断问题,同时模拟出背风涡。 展开更多
关键词 超声速流 数值计算 翼-身组合体
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变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析 被引量：29
9
作者 陈钱 尹维龙 +2 位作者 白鹏 冷劲松 刘子强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期506-513,共8页
为了探索可变形飞行器气动、结构和控制关键技术,在可变后掠角及展长的翼身组合体风洞试验模型系统设计与特性分析方面开展了研究。系统设计包括总体方案设计、近似理论分析与计算流体力学(CFD)数值模拟、结构与控制技术集成;特性分析... 为了探索可变形飞行器气动、结构和控制关键技术,在可变后掠角及展长的翼身组合体风洞试验模型系统设计与特性分析方面开展了研究。系统设计包括总体方案设计、近似理论分析与计算流体力学(CFD)数值模拟、结构与控制技术集成;特性分析包括结构特性、控制特性、定常与非定常气动特性的测试及其分析。结果表明:大尺度变形能显著改变飞行器的升力、阻力和升阻比等气动特性,进而使可变形飞行器能适应多种环境和任务,因而在全飞行周期中比传统固定外形飞行器具有更优的性能。 展开更多
关键词 翼身组合体 变后掠 变展长 变形飞机 CFD数值模拟 风洞试验
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湍流模型在复杂流场数值模拟中的应用 被引量：9
10
作者 肖志祥 李凤蔚 鄂秦 《计算物理》 CSCD 北大核心 2003年第4期335-340,共6页
　采用4种湍流模型:代数Baldwin Lomax(B L)模型、半方程Johnson King(J K)模型的两个版本(J K90A和J K92)以及两方程k g模型,分别数值模拟了导弹超音速流动、NASATND 712标模和民机翼身组合体(两区C O网格)跨音速流动.采用中心有限体... 　采用4种湍流模型:代数Baldwin Lomax(B L)模型、半方程Johnson King(J K)模型的两个版本(J K90A和J K92)以及两方程k g模型,分别数值模拟了导弹超音速流动、NASATND 712标模和民机翼身组合体(两区C O网格)跨音速流动.采用中心有限体积和多步Runge Kutta方法数值积分三维可压缩雷诺平均Navier Stokes(N S)方程组.k g湍流模型方程的求解采用类似于N S方程组的方法进行.所有湍流模型均能很好地模拟附体及小分离流动;对于大攻角、分离剧烈的导弹流动,k g和J K92模型与实验吻合更好;B L模型在模拟民机跨音速流动时,它所捕捉的激波位置较其余3种模型靠后.利用多块网格模拟民机翼身组合体流场时,k g模型的模拟能力强于其余3种模型. 展开更多
关键词 湍流模型 复杂流场 数值模拟 多块网格 翼身组合体 飞机 粘性流场 计算方法 空气动力学
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基于隐式嵌套重叠网格技术的阻力预测 被引量：12
11
作者 徐嘉 刘秋洪 +1 位作者 蔡晋生 屈崑 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期208-217,共10页
采用一种多层多块隐式嵌套重叠网格技术,对美国国家航空航天局通用化研究模型(NASA-CRM)翼身平尾(WBT)组合体进行了数值模拟与分析。多层多块隐式嵌套重叠网格技术是结合多层多块嵌套重叠网格处理策略和隐式切割方法,在建立重叠网格之... 采用一种多层多块隐式嵌套重叠网格技术,对美国国家航空航天局通用化研究模型(NASA-CRM)翼身平尾(WBT)组合体进行了数值模拟与分析。多层多块隐式嵌套重叠网格技术是结合多层多块嵌套重叠网格处理策略和隐式切割方法,在建立重叠网格之间的流场信息传递关系时,基于网格单元切割准则选择"最优"重叠单元而无需人工设定插值边界。对美国AIAA委员会召开的第4届阻力预测研讨会(DPW-4)提供的CRM WBT组合体生成4种不同密度的结构化多层多块嵌套重叠网格,并采用计算流体力学(CFD)方法进行数值计算和阻力预测,计算结果与CFL3D和OVERFLOW的结果进行了对比。数值模拟结果表明:计算得到的压力分布和极曲线与CFL3D和OVERFLOW的结果几乎相同,说明了隐式嵌套重叠网格技术的有效性,同时也验证了流场求解方法与程序的可靠性。当迎角增大到3°左右时,在机身与机翼、尾翼连接处出现明显的分离涡,影响CRM WBT组合体的气动特性。在阻力预测方面,增加网格密度能够提高阻力预测的精度。采用不同的湍流模型会导致升、阻力系数的计算结果存在一定的差异,因此,湍流模型的选择也是阻力预测需要考虑的因素。 展开更多
关键词 数值模拟 阻力系数 重叠网格 多层多块嵌套策略 隐式切割方法 翼身平尾组合体
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微型凸起物高超声速气动热特性研究 被引量：4
12
作者 耿湘人 桂业伟 王安龄 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第2期265-268,共4页
利用N-S数值解方法对高超声速气流中微型凸起物的气动热环境进行了计算研究,并对前斜坡峰值压力和热流跃升进行了分析,结果表明对于高雷诺数流动,由于其边界层很薄,气流对凸起物的冲击作用比低雷诺数流动大很多,给凸起物前缘和上表面带... 利用N-S数值解方法对高超声速气流中微型凸起物的气动热环境进行了计算研究,并对前斜坡峰值压力和热流跃升进行了分析,结果表明对于高雷诺数流动,由于其边界层很薄,气流对凸起物的冲击作用比低雷诺数流动大很多,给凸起物前缘和上表面带来较严重的气动热问题。研究还表明利用斜面侧扩张角可以降低凸起物后斜坡的气动热环境。最后对球锥与平板物型的差异给微型凸起物热环境特性带来的影响进行了研究,结果表明在本文计算状态下,风洞平板实验模型得到的凸起物前缘峰值压力和热流跃升比实际球锥外形要高,因此地面实验结果外推到天上实际情况还是比较保守的。 展开更多
关键词 数值模拟 热环境 高超声速 翼身组合体
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基于非结构混合网格的CHN-T1标模气动特性预测 被引量：10
13
作者 张耀冰 唐静 +1 位作者 陈江涛 邓有奇 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第2期262-271,共10页
本文使用自行研制的基于非结构混合网格的亚跨超声速流场解算器MFlow,对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1进行了数值模拟研究。介绍了非结构混合网格的生成情况,重点分析了网格收敛特性、压力分布、气动特性曲线、流动分离等。计算得到了近... 本文使用自行研制的基于非结构混合网格的亚跨超声速流场解算器MFlow,对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1进行了数值模拟研究。介绍了非结构混合网格的生成情况,重点分析了网格收敛特性、压力分布、气动特性曲线、流动分离等。计算得到了近似线性的网格收敛特性。随着网格加密,对激波和分离气泡的模拟更精细。尾支撑对气动特性的影响非常明显,特别是对平尾气动特性有很大影响。机翼静气动弹性变形的影响主要是使升力系数和阻力系数减小。湍流模型的QCR修正对大迎角计算结果有较大的影响。计算结果表明,MFlow程序能够准确地预测客机标模的气动特性。 展开更多
关键词 翼身组合体 阻力预测 非结构混合网格 网格收敛
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湍流模型在翼身组合体流场数值模拟中的应用研究 被引量：6
14
作者 肖志祥 李凤蔚 鄂秦 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期99-102,共4页
通过求解三维 Reynolds平均 Navier-Stokes方程 ,采用 4种湍流模型 :代数 B-L、J-K90 A/J-K92模型和两方程 k-g模型 ,分别数值模拟了 ONERA-M6机翼、细长旋成体及 NASA TN D-71 2翼身组合体标模的跨声速及超声速流场。计算结果表明 ,对... 通过求解三维 Reynolds平均 Navier-Stokes方程 ,采用 4种湍流模型 :代数 B-L、J-K90 A/J-K92模型和两方程 k-g模型 ,分别数值模拟了 ONERA-M6机翼、细长旋成体及 NASA TN D-71 2翼身组合体标模的跨声速及超声速流场。计算结果表明 ,对于附体及小分离流动 ,4种湍流模型的数值计算结果与实验值吻合良好 ;对于强激波、大分离等具有强烈上游历程效应的粘性流动 ,k-g和 J-K模型较 B-L模型有更好的模拟能力 ;对于具有多体干扰的复杂流场 ,k-g模型的表现则优于其余 展开更多
关键词 机翼 细长旋成体 翼身组合体 代数B-L J-K90A/J-K92模型 两方程k-g模型
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变后掠翼身组合体阻力特性分析 被引量：9
15
作者 陈元恺 董彦非 彭金京 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2014年第4期308-311,共4页
自适应弹性变后掠翼技术可以较好地解决传统变后掠翼重量大、结构复杂的问题,而阻力特性分析是该技术的基础。建立了5个不同后掠角的翼身组合体模型,经过fluent计算,分析了迎角、马赫数、后掠角对翼身组合体阻力的影响,验证了空气动力... 自适应弹性变后掠翼技术可以较好地解决传统变后掠翼重量大、结构复杂的问题,而阻力特性分析是该技术的基础。建立了5个不同后掠角的翼身组合体模型,经过fluent计算,分析了迎角、马赫数、后掠角对翼身组合体阻力的影响,验证了空气动力驱动变后掠的可行性。结果表明,在亚声速范围,阻力的变化趋势与最佳后掠角所需驱动力基本一致;激波产生后,阻力的变化趋势大于最佳后掠角所需驱动力。合理设计弹性驱动机构,可以实现利用飞行阻力驱动机翼变后掠的目标。 展开更多
关键词 可变后掠翼 翼身组合体 阻力特性分析 FLUENT 空气动力驱动
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DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算 被引量：9
16
作者 郑秋亚 刘三阳 周天孝 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第9期115-121,共7页
采用美国航空航天学会阻力测试小组提供的多块对接网格,结合Spalart-Allmaras、Wilcox’sk-ω和Menter’s k-ω SST三种湍流模型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程、数值模拟DLR-F6翼身组合体的流场来研究阻力计算精度,考查网格和湍... 采用美国航空航天学会阻力测试小组提供的多块对接网格,结合Spalart-Allmaras、Wilcox’sk-ω和Menter’s k-ω SST三种湍流模型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程、数值模拟DLR-F6翼身组合体的流场来研究阻力计算精度,考查网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响.结果表明:三种湍流模型得到的机翼表面压力系数分布与实验数据吻合良好,气动力随攻角的变化趋势与实验结果一致;Spalart-Allmaras模型得到了网格收敛结果,所得阻力优于其他软件的结果;网格密度对阻力有影响,对机翼表面压力系数分布无明显影响;湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对升力影响较小,对阻力(尤其是摩擦阻力)影响显著,对翼根处的流动分离有一定影响;在跨声速流动中,Menter’s k-ω SST模型的结果最接近实验数据. 展开更多
关键词 阻力 NAVIER-STOKES方程 湍流模型 翼身组合体
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带副翼的翼身组合体的数值模拟 被引量：9
17
作者 李向群 安亦然 陈耀松 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2004年第3期337-341,共5页
利用NUMECA公司的FINE软件对带副翼的翼身组合体进行数值模拟,在副翼和主翼的两个交界面分别形成结构化网格,利用FINE中的FNMB功能进行计算。通过与文献中此类工作的对比,认为FINE软件完成网格自动拼接是行之有效的。用不同网格数进行... 利用NUMECA公司的FINE软件对带副翼的翼身组合体进行数值模拟,在副翼和主翼的两个交界面分别形成结构化网格,利用FINE中的FNMB功能进行计算。通过与文献中此类工作的对比,认为FINE软件完成网格自动拼接是行之有效的。用不同网格数进行验算分别得到文献[1]和文献[2]的压力曲线,由此证明两者的区别源于网格数的不同。 展开更多
关键词 翼身组合体 压力曲线 数值模拟 网格 软件 自动拼接 功能 验算
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临近空间高升阻比布局高速气动性能对比 被引量：8
18
作者 陈冰雁 徐国武 《力学季刊》 CSCD 北大核心 2014年第3期464-472,共9页
针对临近空间飞行器三类典型的气动布局概念:翼身组合体、翼身融合体和扁平升力体开展对比分析,研究关键几何设计参数对其升阻特性的影响规律.结果表明:翼身组合体布局适用于对升阻比要求比较高,对有效装载容积要求比较低的飞行器设计;... 针对临近空间飞行器三类典型的气动布局概念:翼身组合体、翼身融合体和扁平升力体开展对比分析,研究关键几何设计参数对其升阻特性的影响规律.结果表明:翼身组合体布局适用于对升阻比要求比较高,对有效装载容积要求比较低的飞行器设计;扁平升力体布局适用于对有效装载容积要求比较高,对升阻比要求比较低的的飞行器设计;翼身融合体布局适用于对各项性能要求比较均衡的飞行器设计. 展开更多
关键词 临近空间 翼身组合体 翼身融合体 扁平升力体 升阻比 容积率
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翼身组合体摇滚特性高速试验研究 被引量：8
19
作者 陶洋 赵忠良 杨海泳 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期45-48,共4页
简要介绍了翼身组合体高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等。开展了翼身组合体大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,翼身组合体呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极... 简要介绍了翼身组合体高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等。开展了翼身组合体大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,翼身组合体呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚等。所研究的参数范围内后掠角对摇滚有较大影响,随着模型迎角的增加摇滚振幅呈现抛物线,马赫数的增加对最大摇滚振幅起抑制作用。 展开更多
关键词 摇滚 翼身组合体 大迎角 准极限环 高速风洞试验
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空天飞行器气动外形构想 被引量：4
20
作者 周丹杰 《飞航导弹》 北大核心 2005年第6期31-33,共3页
对翼身组合体、融合体和乘波体等三种高升阻比空天飞行器外形进行了分析,针对不同的任务使命提出了不同的空天飞行器外形方案,并对空天飞行器外形设计时需注意的几个问题进行了分析。
关键词 空天飞行器 气动外形 构想 翼身组合体 升阻比 乘波体 融合体
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