基于面元法的栅格翼翼身组合体高超声速气动特性研究①
翼身组合体定常亚音速升力特性的数值研究
翼身组合体定常亚音速升力特性的数值研究
顾尔祚;孙祥海;杜振凡;郑国桦
【期刊名称】《上海交通大学学报》
【年(卷),期】1987(0)5
【摘要】用有限基本解方法研制成翼身组合体升力和力矩的计算程序。
以当量回转体代替机身,机翼可以有后掠、厚度及弯度。
厚度问题用线源模拟,先予解决。
然后求解升力问题,这时考虑了厚度的影响。
此法简单且有一定的精度。
本文还计算了一些实例,并与实验作了比较。
对机身影响、机翼的后掠和根梢比等作了简要的讨论。
【总页数】8页(P48-54)
【关键词】空气动力学;翼身组合体;数值方法
【作者】顾尔祚;孙祥海;杜振凡;郑国桦
【作者单位】上海交通大学工程力学系
【正文语种】中文
【中图分类】V21
【相关文献】
1.减摇鳍与舭龙骨组合体定常升力数值计算 [J], 丁勇;李积德
2.振动舵亚音速定常和非定常气动特性研究 [J], 詹德来
3.机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性计算 [J], 孙乐;韩子鹏
4.扑翼升力特性的非定常涡格法计算研究 [J], 朱标;宋文萍;袁昌盛
5.升力面有地面效应的亚音速非定常气动力数值计算法 [J], 周文伯
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格栅翼组合体的超音速气动特性研究
格栅翼组合体的超音速气动特性研究
陈少松;徐琴;王福华;赵润祥
【期刊名称】《弹道学报》
【年(卷),期】2000(012)002
【摘要】介绍了超音速下格栅翼组合体的气动特性实验研究情况.通过对两种格栅翼翼身组合体气动力实验结果的分析,以及与平板翼翼身组合体气动力数据的比较,阐述了格栅翼的气动特性.结果显示格栅翼的阻力比平板翼的大, 网格数越多阻力越大,在M=2.5210时,斜置密网格格栅翼的升力大于平板翼的升力, 削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力.
【总页数】5页(P50-54)
【作者】陈少松;徐琴;王福华;赵润祥
【作者单位】南京理工大学动力工程学院,南京,210094;南京理工大学动力工程学院,南京,210094;南京理工大学动力工程学院,南京,210094;南京理工大学动力工程学院,南京,210094
【正文语种】中文
【中图分类】TJ0
【相关文献】
1.小迎角超音速弧形翼空气动力学特性研究 [J], 郑健;鞠玉涛;王天波
2.旋转翼-身组合体超音速空气动力特性数值计算 [J], 戴斌;苗瑞生
3.亚超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的计算研究 [J], 王良益
4.高超音速弹—翼组合体气动力计算方法 [J], 王中原;臧国才
5.栅格翼高超音速气动力及气动热特性研究 [J], 周培培;张桂茹;王斌
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00 格栅翼组合体的超音速气动特性研究
万方数据 密网格格栅翼 % 平板翼的阻力持性比较 ? $ @稀 %
在超音速下 ! 摩阻占阻力的份额很小 !
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主要是波阻 ! 从图 "中看出 # 对应 于 各翼 组 合体 # 斜 置 网 格格 栅翼组 合体 $% & &的 阻力系 数 高于稀网格格栅翼组合体 ’% 高于平板翼组合体 ,% 其原因就是格 ( (约 ) * " +# -约 . +! 栅翼的每一网格都有一组激波 # 其波阻随网格越密而越强 # 图 /的纹影照片可清晰地看到格 栅翼后的激波网 !
格栅翼组合体的超音速气动特性研究
陈少松 徐 琴 王福华 赵润祥
南京理工大学动力工程学院 8 南京 " 7 ! ( ( 9 : ; 摘要 介绍了超音速下格栅翼组合体的 气 动 特 性 实 验 研 究 情 况& 通过对两
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9 实验结果与分析
9 " > 阻力特性 ? # @阻 力特性随 攻角和 舵偏角的 变 化 马 赫 数 斜置密网格格栅翼组合体在各舵偏 &.$ ) * * + ,下 ! 角下的阻力系数 < 的变化曲线如图 : 所示 ! =随攻角 ( 其 中! A为’ ./ $ * 1 ! B为’ ./ # * 1 ! C为’ .$ * 1 ! * 1 ! E 为 ’. * 1 " D 为 ’. # 可以 看 出 ! 阻力特性曲线随攻角都呈抛物线变 化! 在不同的舵偏角下抛物线发生了偏 转 ! 负 舵 偏角 时向左偏转 ! 正舵偏角时向右偏转 " 时! 舵偏角 ( .* 1 的存 在 使 得 阻 力 系 数 增 加 ! 舵偏角 &.$ ) * * + ,时 ! 从’ 增加到 F 阻力系数 < .* 1 ’ F .# * 1 ! 0 GH = 增加 #
基于网格面元法的高超声速飞行器性能分析
（ ｏ ｅｅｏ ｓ ｏａｔ ｓ Ｎ ｒ ｗ ｓ ｒ ｏ ｔ ｈ ｉ ｌ ｎ ｅ ｉ ， ｉａ ｈ ｎｉ １０２ ｈ ａ Ｃ ｌｇ ｆ ｔ ｎｕ ｃ， ｏｔ ｅｔ ｎＰ ｌ ｅ ｎ ａ Ｕ ｉ ｒ ｔ Ｘ ’ｎＳ ａｘ ０ ７ ，Ｃ ｉ ） ｌ Ａｒ ｉ ｈ ｅ ｙ ｃ ｃ ｖ ｓｙ ７ ｎ
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中 图分 类 号 ： ４ １ ． Ｖ １１８ 文 献 标 识 码 ： Ｂ
Ｐｅ ｆ ｒ ａ ｅ Ａｎ ｌ ｓｓ ｏ ｐ ｒ ｏ ｉ ｈ ｃ ｅ Ｂａ ｅ ｏ ｒ ｏ ｍ ｎｃ ａ ｙ ｉ ｆ Ｈｙ ｅ ｓ ｎ ｃ Ｖｅ ｉ ｌ ｓ ｎ
基于自由涡尾迹法和面元法全耦合风力机气动特性计算
叶素 动 量 理 论 、 尾 迹 和 计 算 流 体 力 学 （ ｏ 涡 Ｃ ｍ—
ｐ ｔ ｎ ｌ ｌｉ ｙ ａ ｃ ， Ｆ 方法 。 ｕ ｉ ａ ｆ ｄｄ ｎ ｍｉ Ｃ Ｄ） ｏ ｕ ｓ 叶素 动量 理论 因为模 型 比较 简单 ， 容易 理解 ， 算 快捷 ， 计 工程 上 已
被广泛 应用 ， 是需 要经 过多 种修 正才 能得 到满意 但 的结果 。 而且 叶 素动量理 论仅 局 限于做 单独 风轮 的
难应 用 于实际 的工 程 中， 以亟需 发展一 种快 速且 所
取 一段 涡 线 为研 究 对 象 ， 自由尾 迹 方法 中 ， 在 根据 涡线 随 当地 流速 自由移 动 的假设 ， 涡线 控制 方 程 的偏微 分形 式为
精度 又能满足要求 的模 型来 解决这一 问题 。 鉴 于此 ， 文建立 了一种 自由涡 尾迹 与面 元全 本
别 表示 了 附着涡 环量沿 展 向及方 位 角上 的变化 ， 如
图 １ 示 。对 环 量场 的描 述可 以写 为 所
ｄ 一 １ｄ Ｆ ｏ ｒ＋ ０ ｆ １ｄ ＂
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（） ２
圆柱 段的气动特性才 能保证 气动性能计 算结果 的准
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由来流 之 间的关 系分析 时 ， 出只有充 分考 虑根 部 提
式 中 ： 为 风轮 直 径 ； 。为来 流速 度 ； 为 风轮 旋 Ｄ Ｖ。 ｎ 转 角速 度 ； ｔ 示取 整数 。 ｉ 表 ｎ
高超声速飞行器气动热预测技术研究进展
高超声速飞行器气动热预测技术研究进展作者：喻成璋刘卫华来源：《航空科学技术》2021年第02期摘要：气动热预测技术是制约高超声速飞行器发展的关键技术之一。
飞行器在高速飞行过程中，气动加热对其结构强度影响显著，严重时甚至可能导致结构损伤，因此，为保障飞行器飞行安全，必须采取有效的热防护措施，而掌握气动热变化规律是合理设计高超声速飞行器热防护措施的基础，它对于飞行器结构设计、材料选择均有重要的指导意义。
本文从试验、工程计算与数值仿真三个方面系统地归纳、总结国内外学者在气动热预测方面的研究成果，并展望其未来的发展，以期為国内高超声速飞行器的研制工作提供有益参考与借鉴。
关键词：气动热；高超声速飞行器；试验研究；工程算法；数值计算中图分类号：V434+.11文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.02.002基金项目：国家自然科学基金民航联合基金（U1933121）；中央高校基本科研业务基金（NC2020001）；江苏高校优势学科建设工程因气动热所引发的热障问题已成为制约高超声速飞行器发展的瓶颈。
当飞行器作超声速飞行时，机身表面与气流发生剧烈的摩擦，空气受到阻滞和压缩导致温度急剧上升，对飞行器形成强烈的热障[1-2]；当飞行速度进一步提高到高超声速时，空气流动特性还将发生本质的改变，其物理现象主要体现为薄激波层、熵层、黏性干扰、低密度性及高温激波层内的真实气体效应[3]。
以马赫数Ma>20的再入飞行器为例，其前缘驻点温度可高达1×104K以上，在此高温环境下，不仅其周围空气会发生电离，而且飞行器表面材料也将发生化学反应，对飞行器造成不可恢复的损伤。
因此，为保证飞行安全，必须采取相应的热防护措施以保证飞行器结构和内部设置正常工作。
掌握气动热变化规律是高超声速飞行器热防护的关键技术，但气动热的影响因素众多，要想实现气动热精确的预测十分困难。
从20世纪50年代开始，人们分别采用试验研究、工程计算，以及数值仿真等技术手段针对气动热问题开展了大量的研究工作，研究内容也随着高超声速飞行器的发展不断深化，本文旨在从这三个方面系统地总结当前的研究进展，并明确后续工作的重点。
高超声速栅格翼气动特性研究
２１ ０ ０年 １月
宇 航 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｓ ｏ ａ ｔ ｓ ｏ ｒ ａ ｆＡ ｔ ｎ ｕｉ ｒ ｃ
Ｖｏ ． １３１
Ｎｏ． １
Ｊｎ ａｙ ２ １ ａ ｕ ｒ ０ ０
高超声 速 栅 格翼 气 动特 性研 究
任 怀 宇 ，蔡 昱 ，孙 洪森
之有效 的措施 之一 。其 中 ， 行段 的气动 稳 定性 控 滑
④ 壁 间距 ｔ： 两相邻 栅格 相应 点之 间的距离 ；
⑤ 壁 间相对 间距 ｔ 翼 间距 ｔ ： 与翼弦 ｂ之 比 ； ⑥ 格 壁安 装 角 ａ 翼 弦 与翼 轴 的法 线 所形 成 ：
的角 。
制是满 足有 效 载 荷 级 “ 接 班 ” 行条 件 的重 要 前 交 飞 提， 由此 如何提 高控制 成效 ， 目前 亟待解决 的前 瞻 是
（ 国运 载 火箭 技 术 研 究 院研 究 发 展 中心 ，北 京 １０７ ） 中 ００６
摘 要 ： 阐述 了用 于马 赫数 大于 ５０的高 超声速 飞行 控制 的栅格 翼气 动特 性 问题 。采 用 工程 计 算方 法 预示 了栅 格 ． 翼气 动力 、 特性 ， 了栅格 翼几何 参数 特性 合理选 取 的初步要 求 ， 热 验证 这为后 续深 入研究 进行 了有 益 的探索 。
为 可行 、 实用 的技术方 案 。
０ 引 言
本文 以解决 导弹无 动力 滑行段 的低 空气动稳 定 性引 起 的控 制 力 问题 ， 阐述 了 用 于 马赫 数 大 于 ５ ０ ． 的高超声 速飞行 控制 的栅格翼 几何 参数 特性和气 动 力、 热特性 的初 步研究 ， 为后续 深入 研究进 行 了有 益 的探 索 。
性 课题 。鉴于在 大攻 角 、 马赫数 的超声速 气流 中 ， 高
超音速翼型气动特性研究
超音速翼型气动特性研究
作者：孙乐园
来源：《科技创新导报》 2013年第28期
孙乐园
（国防科学技术大学航天科学与工程学院湖南长沙 410073）
摘要:本文研究方程为z= 的翼型在马赫数为2，攻角分别为0°，2°情形下的气动特性，通过对翼型进行离散化处理来近似求解，并逐步减小空间步长来提高解的精度。
在各种步长及攻角下，计算求得翼型头部斜激波后的流动参数，逐步循环迭代或累加得到各分区相应气动参数，分析了翼型的气动特性。
关键字：翼型离散化气动特性
0 引言
3计算结果
通过计算所得数据制得以下气动参数图表：
3小结
(1) 在各攻角下，当取不同等分进行离散化时，计算所得曲线均能较好重合，因此在一定程度上能够代表精确解。
分析曲线可知从翼型前缘到后缘，由于产生膨胀波，翼面气流压强，温度逐渐减小，同时马赫数逐渐增加，上下翼面升力系数逐渐减少，证明升力绝大部分由翼型前部分产生，与实际情况相符合。
(2) 在0°攻角下，由于上下翼面的流动参数对称，法向力系数Cn=0，此时升力系数Cl= Cn=0。
阻力系数Cd=Ca 0。
当增大攻角到2°后，Cl，Cn，Cd，Ca 0，为保证翼型平衡，此时压力对前缘的俯仰矩Cm 0，为使翼型低头的矩。
由此可见适当增大攻角可提供更大的升力。
参考文献
[1]刘周, 朱自强等. 高升阻比翼型的设计[J]. 空气动力学学报, 2004, 22(4): 410-415.
[2]李凤蔚. 空气与气体动力学引论[M] . 西北工业大学出版社, 2007.。
高超声速翼型气动特性设计与研究
高超声速翼型气动特性设计与研究孙祥程;葛畅【摘要】具有更宽速度域的优良的气动特性已经成为高超声速飞行器发展的必然趋势.因此,对于现代高超声速飞行器翼型的设计,需考虑宽速度域范围内的气动特性.采用基于RANS的CFD数值计算方法,开展了高超声速翼型的气动特性设计与研究,设计了两种具有更加优良的低速、跨声速气动特性的高超声速翼型.对这两种翼型进行了综合评估,并与基准翼型的气动力特性进行对比分析.研究结果表明,第一种优化翼型在跨声速状态下的升阻比达到97.40,第二种优化翼型在低速状态下的最大升力达到0.719,相比于基准翼型,两种优化翼型在低速和跨声速下的气动特性得到提高.【期刊名称】《现代机械》【年(卷),期】2018(000)005【总页数】5页(P49-53)【关键词】高超声速;气动特性;计算流体力学;翼型【作者】孙祥程;葛畅【作者单位】中国飞行试验研究院飞机所,陕西西安710089;中国飞行试验研究院航电所,陕西西安710089【正文语种】中文【中图分类】V211.3随着高超声速飞行器的高速发展及人类对地外空间探索活动的日益频繁，对于现代高超声速飞行器的设计，只保证高超声速状态下的气动性能，早已无法满足未来高超声速飞行器性能的需求。
具有更宽速域的优良的气动特性已经成为高超声速飞行器发展的必然趋势[1-2]。
这就要求高超声速飞行器需要从地面起飞，经历低速、跨声速、超声速阶段，直至高超声速巡航等多个飞行阶段都具有优良的气动性能。
国内外关于翼型的气动优化设计方面的工作[3-6]大多只考虑单一速域的气动特性，并没有兼顾低速以及跨、超和高超声速气动特性。
而西北工业大学韩忠华教授、宋文萍教授团队利用自主开发的基于代理模型的多目标多约束高效通用优化程序“SurroOpt”[7-8]，设计了一种能够兼顾跨声速和高超声速气动特性的翼型并申请了一项专利[9-10]。
该翼型在保证高超声速高升阻比的同时，跨声速特性也能得到满足，初步探索了高超声速翼型兼顾跨声速气动特性的可能。
高超声速飞行的气动热特性分析
高超声速飞行的气动热特性分析在现代航空航天领域，高超声速飞行技术正逐渐成为研究的焦点。
高超声速飞行是指飞行器的速度超过 5 倍音速，在这种极端条件下，气动热问题成为了制约飞行器性能和安全性的关键因素。
当飞行器以高超声速飞行时，空气与飞行器表面之间的剧烈摩擦会产生大量的热量，导致飞行器表面温度急剧升高。
这种高温不仅会对飞行器的结构材料造成严重的损伤，还会影响飞行器的气动特性和飞行性能。
首先，来看看高超声速飞行中的热流分布特点。
在飞行器的前端，如机头、机翼前缘等部位，由于空气受到强烈的压缩和阻滞，热流密度极高，形成所谓的“热斑”区域。
而在飞行器的侧面和后缘，热流密度相对较低，但整体的热量累积仍然不容忽视。
飞行器的外形设计对气动热特性有着显著的影响。
尖锐的前缘可以有效地减少激波的强度，从而降低热流的产生。
而光滑的表面有助于减少气流的分离和摩擦，降低热量的生成。
例如，采用流线型的外形能够减少空气阻力，同时也能在一定程度上降低气动加热的程度。
材料的选择在应对高超声速气动热问题中至关重要。
传统的金属材料在高温下容易软化甚至熔化，无法满足高超声速飞行的要求。
因此，新型的耐高温材料，如陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料等，逐渐成为研究和应用的热点。
这些材料具有出色的耐高温性能和机械强度，能够在极端的热环境中保持稳定。
高超声速飞行中的气动热还会引起气流的化学变化。
高温使得空气中的分子发生解离和化学反应，产生新的物质和能量传递过程。
这进一步增加了气动热问题的复杂性，需要在理论分析和实验研究中加以考虑。
在实验研究方面，风洞试验是研究高超声速气动热特性的重要手段。
通过在风洞中模拟高超声速飞行的条件，可以测量飞行器表面的热流、温度等参数，为理论分析和数值模拟提供验证数据。
然而，风洞试验也存在一些局限性，比如难以完全模拟真实的飞行环境和长时间的加热过程。
数值模拟在高超声速气动热研究中发挥着越来越重要的作用。
通过建立数学模型和运用计算流体力学（CFD）方法，可以预测飞行器在高超声速飞行时的气动热分布和流场特性。
高超声速变体飞行器宽速域气动特性研究
高超声速变体飞行器宽速域气动特性研究罗世彬;岳航;刘俊;宋佳文;曹文斌【期刊名称】《Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》【年(卷),期】2024(41)2【摘要】宽速域飞行是高超声速飞行器的重要设计目标和发展方向。
然而,复杂的环境变化给固定外形飞行器在不同飞行条件下的气动布局设计带来了矛盾。
高超声速变体飞行器可以通过呈现不同的构型来适应各种飞行条件并满足性能要求。
本文通过数值模拟的方法来研究折叠翼高超声速飞行器的气动性能。
研究重点是在不同飞行高度和马赫数下,探究不同机翼折叠状态对应气动布局的升阻比、纵向静稳定性和航向静稳定性。
比较了不同机翼折叠角度(0°、45°、90°)对气动性能的影响。
结果表明,在所研究的整个速度范围内(Ma=0~5),较小的机翼折叠角会导致较高的升力系数、阻力系数和升阻比。
机翼折叠角为0°时,升阻比最高。
在纵向稳定性方面,折叠角度较小的布局具有更好的纵向稳定性。
随着马赫数的增加,不同折叠角度之间的纵向稳定性差异最初减小,然后增大。
静态稳定裕度从1∶0.95∶0.84变为1∶0.98∶0.88,后变为1∶0.89∶0.79。
此外,具有较大机翼折叠角的构型表现出更好的航向稳定性。
所有3种机翼折叠布局状态在低速飞行阶段都是航向静稳定的。
随着马赫数的增加,0°和45°折叠角逐渐变得航向静不稳定。
【总页数】18页(P184-201)【作者】罗世彬;岳航;刘俊;宋佳文;曹文斌【作者单位】中南大学航天技术研究院【正文语种】中文【中图分类】TN925【相关文献】1.新型宽速域高超声速飞行器气动特性研究2.宽速域变构型高超声速飞行器气动特性研究3.高超声速飞行器宽速域翼型高效多目标优化设计方法研究4.航空科学技术“高超声速飞行器宽速域气动特性研究”专刊征稿通知因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
高超音速飞行器高空飞行气动特性研究
高超音速飞行器高空飞行气动特性研究1近空间飞行器气动特性研究1,21,23 蒋勤学叶友达卢笙(1 国家计算流体力学实验室, 北京 100083;2中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000;3北京航空航天大学宇航学院，北京 100083)高升阻比外形飞行器在高空巡航时，空气密度随高度变化，当飞行到一定高度时摘要必须考虑高空低密度效应。
在壁面区域，无滑移条件不再成立，采用滑移条件才能较好的描述，而在流动的其它区域，连续介质模型仍然成立，控制方程采用N-S方程。
本文通过在壁面考虑有滑移的壁面条件对高超声速飞行器在不同高度飞行状态进行数值模拟，并对气动力特性进行了分析。
关键词高超声速滑移条件数值模拟1、引言飞行器处于高超声速飞行时，高空的密度和压力随高度增加而降低，高马赫数，低雷诺数是周围绕流流场的主要特征。
周围流场仍然使用连续介质模型，飞行器壁面采用无滑移壁面。
但当飞行高度进一步升高，伴随着雷诺数的减小，在固壁附近连续介质假设不再成立，Kn数表现出高空低密度效应。
在此区域，分子的平均自由程变大，连续介质模型不再适用。
,的定义为分子平均自由程与流动的特征尺度L之比:,,KnL (1)KnKn,0.01Kn,0.01可以按照数的大小进行流动分区，当时，可将气体视为连续介质，当时为稀薄流区。
[2]若以雷诺数和马赫数判断时，流动分区为: ReM,,连续流区M,,0.01Re, (2) 滑流区M,0.01,,1Re, (3) 过渡流区MM,,,10,,1ReRe,, (4) 自由分子流区, 基金项目:国家自然科学基金资助项目(90505016，10321002)M,,10Re, (5) 该效应使无滑移的壁面边界条件不再成立，壁面上将出现速度滑移和温度跳跃。
由于高空飞行雷诺数较低，流动为层流。
本文采用高超音速的升力体外形的三维绕流流场进行了数值模拟，求解了完全气体的N-S方程，对壁面采用无滑移条件和滑移条件。
超声速翼型的气动特性优化研究综述
[7]李占科,张翔宇,冯晓强,张旭. 超声速双层翼翼型的阻力特性研究[J]. 应用力学学 报,2014,04:483-488+1.
主要参考文献
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主要参考文献
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高超声速栅格翼气动特性研究
取 0. 5 mm ,得到该栅格翼的最小临界截面等效流通 2 面积为 0. 188 mm , 约占入口截面面积 66 % 。分析 表明 : 由此参数确定出相应的 Mαlj2 远离 Mαlj3 , 否则 在其作用下 ,激波成为附体激波 ,并在最小临界截面 后产生激波结尾的更高一级超声速区 , 由此该激波 接近于正激波 ,引起栅格翼阻力系数明显增加 ,且出 口截面后产生复杂的激波系而破坏气流的均匀性 。 因此 , 提高栅格翼的最小临界截面等效流通面 积 ,使栅格翼的 Mαlj2 远离 Mαlj3 , 关键在于栅格壁剖 面厚度 c 和截面边界层位移厚度 c 的参数控制 ,在 栅格壁剖面厚度一定时 , 尽量减小截面边界层位移 厚度 ,即栅格翼翼元结构乃至整体结构应具有很好 的刚性 。 2. 3 栅格翼纵向升力面面积 鉴于栅格翼栅格壁的框架式和蜂窝式 , 在相同 的几何外形尺寸和栅格壁间距的条件下 , 二者具有 相同的升力特性 。因此 , 在较宽的马赫数和很大的 攻角范围内 , 栅格翼的空气动力特性具有等效性 。 则 45° 斜置蜂窝式栅格翼等效正置蜂窝式栅格翼的 条件除满足上述基本要求外 , 斜置栅格壁数目和水 平栅格壁数目之间要满足以下关系 n +1 3 ( 5) n = +1 2 2 H + l / H 3 式中 , n : 水平栅格壁数目 。代入表 1 中参数 , 得 到正置蜂窝式栅格翼栅格壁数目为 17 ( 圆整 ) 。栅 格翼在弹体上呈 “十” 字布局 ,考虑到在一定攻角下 , 因弹身引起的洗流影响 “背风面” , 的栅格翼的纵向 升力面面积减半处理 , 然后依据平置栅格壁组成的
α和 t 之间的关系 ,解决各栅格壁 则综合考虑 Mα∞ 、 之间不发生相互干扰影响所必须满足的条件 , 取攻 角α = 0、 来流马赫数 Mα∞ = Mαlj3 = 5. 5 , 得到栅格 壁间激波均不存在相互影响的条件是 : 栅格壁相对 间距 t 不小于 0. 185 。
高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析
高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析陈鑫;刘莉;李昱霖;杨武【摘要】The aerodynamic heating results in the rapid rise of the surface temperature of hypersonic vehicle.In order to accurately predict the thermal environment of vehicle airfoil so as to design vehicle,engineering calculation of aerodynamic heating was proved to be reliable by comparing with numerical simulation.An intergrated coupled simulation in which the aeroheating,radiative heat transfer and structure heat conduction were worked together was paring with the uncoupled simulation,coupled simulation should be payed more attention while calculating aerodynamic heating.Under the conditions of a typical traj ectory,the temperature of three-dimensional airfoils is accurately predicted by the coupled method considering the coupling effect of aeroheating radiative heat-transfer and structure heat-conduction.This method can be appled to arodynamic heating analysis and thermal protection of hypersonic vehicle.%为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。
壁面催化对高超声速飞行器气动特性影响
壁面催化对高超声速飞行器气动特性影响苗文博;罗晓光;程晓丽;沈清【摘要】针对高超声速流动中的高温真实气体效应,采用数值模拟求解三维N-S方程的方法研究了壁面催化对高超声速飞行器气动特性的影响规律.研究发现:对于文中所选两类高超声速飞行器——大钝头CEV再入飞行器和仿HTV2高升阻比升力体飞行器,壁面催化对表面压力影响均较小,对剪切应力的影响在飞行器不同部位表现不同:在头部和前缘等强压缩区域,壁面催化对表面剪切力影响明显,在大面积和背风区位置,壁面催化对表面剪切力影响微弱.这是因为壁面催化使得具有更大惯性的大分子气体在近壁处聚集,从而导致更高的速度梯度.由于大钝头外形波阻在整体气动特性中占优,而高升阻比外形头部强压缩区域面积较小,头部强压缩区域剪切力对整体气动特性贡献较小,最终体现为壁面催化对整体气动力影响微弱.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2014(032)002【总页数】5页(P235-239)【关键词】高超声速;壁面催化;气动特性;剪切力;N-S方程【作者】苗文博;罗晓光;程晓丽;沈清【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院,北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言新型高超声速飞行器具有飞行速度高，气动加热环境恶劣，流动结构复杂的特点。
以探月再入返回器为例，它以12km／s速度进入大气层，峰值马赫数高达35，激波后气体温度达15000K以上，此时激波后气体大量离解、电离，在飞行器周围形成高焓层，高温真实气体效应不可忽视。
基于探月返回和航天飞机等计划，NASA进行了大量高超声速飞行器的实验和数值模拟研究，获得了对高超声速飞行器真实气体效应的一些认识［1－3］：在高马赫数时，受高温真实气体效应的影响，Apollo返回器实际飞行配平攻角比风洞试验的预测值大2°～4°；对于STS－1航天飞机，在大攻角飞行条件下，高温真实气体效应使得机身襟翼需要更大的偏转才能保证飞行的稳定。
基于面元法对风力机翼型气动优化的研究
基于面元法对风力机翼型气动优化的研究李仁年;陈晓明;杨瑞;李银然【摘要】应用面元法的基本理论对风力机翼型气动求解方程进行推导,得出升力系数和阻力系数的表达式并在不同参数条件下对最大升力系数及最小阻力系数进行求解.研究表明,在最大升力系数作为目标函数且攻角变化时,减小翼型厚度;在最小阻力系数作为目标函数且攻角变化时,减小翼型的最大相对弯度并将翼型最大弯度的相对位置后移,才能使翼型的气动特性较理想.【期刊名称】《甘肃科学学报》【年(卷),期】2010(022)003【总页数】5页(P97-101)【关键词】面元法;风力机翼型;气动特性;升力系数;阻力系数【作者】李仁年;陈晓明;杨瑞;李银然【作者单位】兰州理工大学,能源与动力工程学院,甘肃,兰州,730050;兰州理工大学,能源与动力工程学院,甘肃,兰州,730050;兰州理工大学,能源与动力工程学院,甘肃,兰州,730050;兰州理工大学,能源与动力工程学院,甘肃,兰州,730050【正文语种】中文【中图分类】TK83Abstract:Application of panel method the basic theory of wind aerodynamic wing type deduced by solving the equation,the lift coefficient and drag coefficient expressions and under different conditions in themaximum lift coefficient and the coefficient of least resistance to solve.Studies show that the maximum lift coefficient and angle of attack as the objective function changes,reducing the airfoil thickness;in the minimum drag coefficient as the objective function and the angle of attack changes,reduce the maximum relative curvature wing airfoil maximum curvature and the relative location shift,can better the aerodynamic characteristics of airfoils.Key words:panel method;wind-wing type;aerodynamic characteristics;lift coefficient;drag coefficient翼型的设计方法包括直接数值优化设计方法(即最优化设计方法)[1,2]、反设计方法[3]及面元法.无升力流动的计算中,Hess和Smith[4]采用仅在翼型表面布置源汇的方法,而Morino[5]则采用直接求解速度势的方法.Bristow[6]在计算二维机翼绕流时采用了给定源汇分布求偶极强度的方法,Hess则采用了将已知的涡系布置在物体表面,总强度由 Kutta条件确定[7].以下应用空气动力学基本理论,结合面元法的基本理论,并对攻角不作为求解参数和作为求解参数时的最大升力系数和最小阻力系数进行求解,得到较理想翼型.面元法的基本方程为即为求得数值解,需要把整个翼型划分为 N个面元,如图1所示.在每个面元控制点上应用上述边界条件,对每个控制点的边界条件方程进行积分并相加,得到的整个翼型的边界条件为在单位面元坐标系中,先计算u和v,将计算结果代入全局坐标系中,首先考虑面元原点坐标(x0,y0)与全局坐标系的关系,有如下关系式将上式中速度表达式带入到全局坐标系中有由于面元控制点处的速度是由每个面元的诱导速度(u,v)的切向分量与外部流动速度的切向分量叠加得到的,因此,每个面元控制点处的切向速度Ue为翼型表面上任意一点与无穷远处来流之间通过伯努利方程可以计算出每个面元控制点处的压力系数,推导过程如下:由伯努利方程对压力 P进行积分,得出每个面元控制点处的压力系数为作用在面元j上的单位力 fxj和fyj可以由下式得到根据力矩公式得到面元j上的单位力矩为对所有面元的单位力和单位力矩逐一计算并相加,得出整个翼型上总的力 fx、fy与力矩系数 Cm.升力系数可以认为是垂直于流动方向上力f的分量,压差阻力系数可以认为是流动方向上力f的分量,即其中mj为面元j上的单位力矩,cm为力矩系数,cl为升力系数,cdp为压差阻力系数,L为每个面元的长度,S为通流面积,Ue为切向速度分量.用风力机翼型计算分析程序软件求解理想翼型时,首先要设定初始攻角和初始翼型.这里设定初始攻角α=0,选取对称翼型NACA0016和弯曲翼型NACA4416作为初始翼型,为了便于结果的对比,先对初始攻角下的初始翼型进行计算,得到初始结果,如图2所示.攻角恒定时,以最大升力系数作为风力机翼型计算分析程序的目标函数进行计算.在攻角为0的情况下,设定翼型NACA0016和翼型NACA4416为初始翼型,求解理想翼型,由初始翼型得到理想翼型的升力系数计算迭代结果如图3所示.由计算迭代收敛的结果可以看出:在同一个设计条件下,计算NACA4416翼型的结果收敛的迭代次数远远多于 NACA0016.因为来流通过 NACA4416翼型会出现湍流情况,因此使得收敛结果出现多次跳跃.将NACA0016翼型作为初始翼型计算时,得出无粘性流动模型与边界层模型需要经过12次耦合迭代才能得出理想翼型.将NACA4416作为初始翼型计算时,无粘性流动模型与边界层模型需要经过21次耦合迭代能得出理想翼型.理想翼型的形状和软件处理结果如图4所示.在以最大升力系数为目标函数并且攻角恒定情况下,理想翼型的气动性能远远高于初始翼型的气动性能,得出的理想翼型的最大相对弯度设置为7.39%,将翼型最大弯度的相对位置设置在弦线的48.9%处,翼型的最大相对厚度应该等于限制条件的最小值7%.将攻角作为求解参数,以最大升力系数作为目标函数进行计算.为了避免湍流边界层上发生流动分离,要求攻角不能过大,因为攻角过大后引起湍流边界层上的流动分离时应用风力机翼型计算分析程序软件是不能求解的.这里设定初始攻角α= 0,以翼型NACA0016和翼型NACA4416为初始翼型,应用风力机翼型计算分析程序软件计算得出的理想翼型的形状和软件处理的计算结果如图5所示.在以最大升力系数为目标函数并且将攻角改变的情况下,在以攻角α=0为初始攻角,翼型NACA0016和翼型NACA4416为初始翼型的情况下,求解的理想翼型的最大相对弯度设置为7.25%,将翼型最大弯度的相对位置设置在弦线的48.9%处,翼型最大相对厚度应该等于限制条件的最小值7%,并将攻角设置为3°.在理想翼型求解计算中,得到最小阻力系数也非常重要.将阻力系数 Cd作为风力机翼型计算分析程序中的目标函数,即min(Cd);Cm≥-0.23、CL≥0.65.不把攻角作为设计参数,以最小阻力系数作为目标函数进行计算.在攻角为0的情况下,设定初始翼型为NACA0016和NACA4416,应用风力机翼型计算分析程序软件,理想翼型的形状和软件处理的计算结果如图6所示.在以最小阻力系数为目标函数并攻角恒定的情况下,由风力机翼型计算分析程序软件得出的理想翼型的最大相对弯度设置为3.01%,将翼型最大弯度的相对位置设置在弦线的80%处,翼型最大相对厚度应该等于限制条件的最小值7%.此工况下对应理想翼型的气动性能远远高于2个初始翼型的气动性能,并且计算出的翼型的升力系数为限制条件的最小值,说明理想翼型的真实阻力系数还有可能小于限制条件的最小值.设定初始攻角α=0,翼型NACA0016和翼型NACA4416为初始翼型,应用风力机翼型计算分析程序软件在阻力系数Cd作为目标函数攻角改变的情况下对理想翼型进行求解,由初始翼型得到理想翼型形状和软件处理的计算结果如图7所示.在以最小阻力系数为目标函数并且攻角变化情况下,以攻角α=0为初始攻角,由风力机翼型计算分析程序软件得出的理想翼型对应的最佳攻角α= 0.65°.也就是将翼型的最大相对弯度设置为2.65%,将翼型最大弯度的相对位置设置在弦线的80%处,翼型最大相对厚度应该等于限制条件的最小值7%,并将最佳攻角设置为0.65°.为验证以上所给面元法气动优化的有效性,选取对称翼型NACA0016和弯曲翼型NACA4416作为初始翼型,基于Matlab分别用面元法和Wilson算法[8]对翼型进行气动优化,并对计算结果做了表1所示的数据比较.由表1可得出,上述所给面元法的气动优化设计是有效的,并且和Wilson算法所得特性有较大差别,其原因可能是二者所用的数学模型不同,但特性的变化趋势却是一致的.(1)在最大升力系数作为目标函数且攻角恒定的情况下,要得到大的升力系数可以通过增大翼型的最大相对弯度并将翼型最大弯度的相对位置设置在弦线的中心处.由于翼型最大相对厚度对阻力的负面影响大于对升力的正面影响,所以翼型最大相对厚度应该等于其设计限制条件的最小值.(2)在最大升力系数作为目标函数且攻角改变的情况下,要得到大的升力系数可以通过增大翼型的攻角、增大翼型的最大相对弯度并将翼型最大弯度的相对位置设置在弦线的中心处,减小翼型厚度.(3)在最小阻力系数作为目标函数且攻角恒定的情况下,要得到小的阻力系数可以通过减小翼型的厚度,减小翼型的最大相对弯度并将翼型最大弯度的相对位置后移.(4)在最小阻力系数作为目标函数且攻角改变的情况下,要得到小的阻力系数可以通过增大翼型的攻角,翼型应具有较小的最大相对厚度和最大相对弯度,将翼型最大弯度的相对位置后移.李仁年 (1963-)男,甘肃省民勤人,1983年毕业于甘肃工业大学水力机械专业,获学士学位,1988年毕业于甘肃工业大学流体机械及流体动力学科,获工学硕士学位,现任兰州理工大学能源与动力工程学院院长,教授,博士生导师.【相关文献】[1] 阎超,谢磊.翼型的气动最优化设计方法和反设计方法[J].空气动力学学报,1999,17(1):60-70.[2] 杨瑞,李仁年,陈晓明,等.基于升力面混合模型的水平轴风力机性能研究[J].甘肃科学学报,2009,21(2):103-106.[3] [法]D Le Gourieres风力机的理论与设计[M].施鹏飞译.北京:机械工业出版社,1987.[4] Earl P N Duque.Navier-Stokes Simulations of the Nrel Combined ExperimentPhaseⅡRotor[J].1999 European Wind Energy Comferendce.Nice:1999,79-84.[5] G E P Box,G M Jenkins.Times Series Analysis:Forecasting and Control[M].San Francisco:Holden-Day,1976.[6] Morino L,Kuo C C.Subsonic Potential Aerodynamics for Complex Configurations:AgeneralTheory[J].ALAA Jounral, 1974,12(2):191-197.[7] Simiu E,Scanlan R H.Wind Effects on Structures:Fundamentals and Applications to Design[M].3rd Edition.New York: John Wiley&Sons Ltd.,1996.[8] 张湘东,聂国华.大型水平轴风力机叶片气动性能优化[J].计算机辅助工程,2009,18(1):47-50.。
基于轴对称比拟的高超声速复杂外形气动热预测方法研究
基于轴对称比拟的高超声速复杂外形气动热预测方法研究篇一咱搞这高超声速复杂外形气动热预测的研究啊，就像是在走一条满是荆棘的小路，每一步都不容易。
有一回，团队接到个任务，要预测一款新型飞行器在高超声速飞行时的气动热情况。
这飞行器的外形那叫一个复杂，各种曲线和棱角，看着就让人头疼。
刚开始的时候，我们就像没头的苍蝇，到处乱撞，用以前的那些常规方法，根本就行不通。
我记得特别清楚，那天在实验室里，大家围坐在一起，看着电脑上的数据和飞行器的模型，一个个愁眉苦脸的。
我就盯着那模型，心里想着：“这玩意儿到底该咋整呢？”突然，我想到之前在一本老书上看到过轴对称比拟的概念，虽然不太成熟，但说不定能有点用。
我赶紧把这个想法跟大家一说，有人觉得不靠谱，有人说可以试试。
不管咋样，死马当活马医吧。
我们就开始动手，先从最简单的部分入手，把飞行器的外形进行简化，提取出一些关键的特征，就像是给一个复杂的拼图先找出几个边角块。
我拿着尺子和铅笔，在图纸上一点点地量着、画着，眼睛都快贴到纸上了。
这时候，旁边的小李突然喊了一句：“哎，你看这个角度是不是有点问题？”我一看，还真是，差点就出错了。
这一上午就在这不断地修改和讨论中过去了，图纸上画得密密麻麻的，都是我们的各种想法和计算。
下午，我们开始根据轴对称比拟的原理建立数学模型。
这可把我们难住了，那些公式就像一群调皮的小精灵，在我们眼前晃来晃去，就是抓不住。
我们一遍又一遍地推导、验证，遇到问题就去翻那些厚厚的专业书籍，或者上网查资料。
有个公式怎么都对不上，我和小张两个人对着黑板算了半天，写了擦，擦了写，粉笔末弄了一身。
最后，还是小张眼尖，发现是一个符号写错了。
那一刻，我们俩都笑了，虽然累得够呛，但总算是有点进展。
就这样，经过好几天没日没夜的奋战，我们终于初步建立起了基于轴对称比拟的气动热预测模型。
当我们把第一组数据输入进去，看到电脑上出现的预测结果时，大家都激动得不行。
虽然还不是很完美，但这是我们这么多天努力的成果啊！通过这次经历，我明白了搞科研就得有一股不服输的劲儿，不能被困难吓倒。
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Ｏ 引 言
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果表 明 ， 在研 究范围内， 栅格 翼翼 身组合体 高超 声速 气动特性 面元 法计 算结果与数值计 算结果吻合较好 ， 前者较后 者相 对
误差绝对值随攻角增加而增大。
关键词 ： 栅格 翼； 高超声速 ； 气动特性 ； 面元 法
中图 分 类 号 ： ４ １ Ｖ １ 文献标识码 ： Ａ 文章 编 号 ： ０ ．７ ３ ２ １ ）４０ ４ －４ １ ６２９ （０ ２ ０ －４２０ ０
固 体 火 箭 技 术 第３ ５卷第 ４期
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基 于 面 元 法 的栅 格 翼 翼 身 组 合 体 高超 声 速 气 动 特 性研 究①
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（ ． 京理 工大学 宇航学 院 ， １北 北京
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４０７ ） １０ ３
１０ ８ ； ．国防科技大学 航天与材料５ 程学 院， ００ １ ２ １ ２ 长沙
摘要 ： 栅格翼是 由外部框架和 内部栅 格布置形成的空间多升 力面 系统 ， 其在 高超 声速状 态具有 突出优 点。文中结合 高
超声速流动特 点， 考虑 头部激波及弹身上洗干扰 ， 于面元法建立栅格 翼翼身组合体 高超 声速气动特性计 算模 型， 基 根据研 究对 象特点 自动划分面元 ， 进而 完成典型栅格翼翼身组合体 高超 声速 气动特性计算 ， 并与数值计算结果进行对比分析。结
ｉ ｂ ｄ ｏ ｕ ａ ｉ ｙ ｅ ｓ ｎ ｃ ａ ｒ ｄ ｎ ｍｉ ｈ ｒ ｃｅ ｓｉ ｒ ｂ ａｎ ｄ ａ ｄ ａ ｒ ｅ ｅｌ ｔ ｎ ｍｅ ａ ｅ ｕｔ Ｔ ｅ ｄ ｖ ａｉ ｆ — ｏ ｙ ｃ ｎ ｇ ｒ ｔ ｎ ｈ ｐ ｒｏ ｉ ｅ ｏ ｙ ａ ｃ ｃ ａ ａ ｔｒ ｔ ｓ ｗｅｅ ｏ ｔｉ ｅ ｎ ｇ ｅ ｄ ｗ ｌ ｗｉ ｕ ｒｃ ｌ ｒｓ ｌ ． ｈ ｅ ｉｔ ｎ ｎ ｉ ｆ ｏ ｉ ｃ ｈ ｉ ｓ ｏ ｉ ｃ ｅ ｓ ｓｗｉ ｎ ｌ ｆａｔ ｃ ． ｎ ｒ ａ ｅ ｔ ａ ｇｅ ｏ ｔ ｋ ｈ ａ Ｋｅ ｒ ｓ ｇ ｄ ｆ ； ｙ ｅｓ ｎ ｃ ａ ｒ ｄ ｎ ｍｉｓｃ ａ ａ ｔｒ ｓ ｒａ ｅ ｅｅ ｎ ｄ ｌ ｇ ｙ ｗｏ ｄ ： ｒ ｎ ｈ ｐ ｒｏ ｉ ； ｅ ｏ ｙ ａ ｃ ｈ ｒ ｃ ｅ ；ｕ ｆ ｃ ｌ ｍｅ ｔｍｏ ｅ ｉ ｉ ｉ ｎ