刘伟[1]2004年在《细长机翼摇滚机理的非线性动力学分析及数值模拟方法研究》文中进行了进一步梳理机翼摇滚(wing rock)是一种典型的横向不稳定现象,是耦合滚转、偏航及下沉的一种周期性的复杂运动,并以极限环形式的滚转振动为主,振幅远比其它方向大的多。摇滚现象极大地影响了战斗机追踪、摆脱的机动能力、武器瞄准精度及起飞着陆性能,限制了飞行包线。现代战斗机设计追求跨、超声速时的高速、低阻性能,常常采用细长机身+小展弦比大后掠角机翼的气动构型,降低了横向稳定性(特别是无垂尾飞行器设计),进一步增加了发生机翼摇滚的可能性,因而机翼摇滚已成为现代战斗机的通病。在已发表的文献中,主要是以实验研究方法为主,采用理论分析和数值模拟相结合研究摇滚机理、预测摇滚发生的文献在国内外十分少见。本文主要针对细长机翼摇滚现象,研究叁角翼单自由度滚转运动的定性分析理论及数值模拟方法。 在理论分析研究方面:①本文在对国内外实验和计算研究机翼摇滚问题的充分调研基础上,采用非线性动力学理论建立分析、预测叁角翼单自由度滚转运动定性分析理论。通过对非定常Navier-Stokes方程求解动态滚转力矩系数的依赖变量分析,建立滚转力矩系数与状态变量之间的数学模型,构建机翼自由滚转运动的非线性自治动力系统,并采用非线性动力学对所构建的非线性自治动力系统进行理论分析。研究指出:在一定的来流马赫数下,对于满足Δ(α)<0的单自由度滚转叁角翼(一般属于滚转静稳定的叁角翼),分岔参数μ(α)=0是机翼运动出现Hopf分岔的临界条件。当叁角翼随攻角变化,μ(α)由小于零经μ(α)等于零到μ(α)大于零时,受扰后的机翼将从收敛于平衡滚转角的稳定的点吸引子运动形态产生动态分岔,演化为周期吸引子形态的机翼摇滚运动。对应于μ(α_(cr))=0的攻角α_(cr)就是叁角翼滚转运动出现Hopf分岔的临界攻角;②本文从改进的Etkin模型出发,建立了单自由度滚转运动时的滚转力矩系数和状态变量之间的数学模型,发展了采用数值计算手段确定包括滚转阻尼导数在内的多种滚转稳定性参数的强迫简谐分析法,通过与实验结果的对比验证了方法的可靠性。同时,还采用强迫简谐分析法给出了细长叁角翼的滚转稳定性参数。 在数值计算方法研究方面:①本文在Liu等人提出的加权思想基础上,首次提出了基于通量分裂型NND格式和迎风型NND格式模板建立空间叁阶精度的通量型WNND格式和守恒变量型WNND格式的思想。在和NND格式涉及相同空间插值点数的条件下(五点),WNND格式更加有效地利用了插值模板信息,因此空间精度比NND格式高一阶。在此基础上,针对不同物理问题特点,建立了时间导数离散方法不同的显式或隐式WNND格式,并通过包括单行波方程、一维Euler方程、二维/叁维Navier-Stokes方程的求解,对WNND格式进行了考核、验证;②本文应用空间叁阶精度的WNND格式,数值求解叁维Navier-Stokes方程研究升力体外形在攻角从0°变化到50°时的表面极限流线和横截面流线的拓扑结构。数值结果表明:当攻角变化时,背风
杨小亮[2]2012年在《飞行器多自由度耦合摇滚运动数值模拟研究》文中研究指明摇滚是现代战斗机大攻角运动下的常见问题，是一种以大振幅自由滚转为主，同时耦合如俯仰、侧滑、沉浮等自由度的复杂运动，密切关系到飞行器的作战效能和飞行包线，是飞行器在选型设计阶段就需要重点关注的动态稳定性问题之一。国内外对飞行器大攻角摇滚现象及其蕴含的物理机理极为关注，开展了大量的研究，但目前仍有大量的问题亟待解决。摇滚现象本质上是多自由度耦合的运动，但从国内外已发表的文献看来，采用单自由度假设的研究占绝大多数，直接研究多自由度耦合摇滚现象的文献十分少见。本文针对飞行器的动态摇滚现象，通过耦合求解N-S方程组和欧拉刚体动力学方程组，数值模拟飞行器不同自由度耦合条件下的非定常摇滚运动过程，研究大攻角摇滚特性及非定常复杂流动机理。首先，耦合求解流体运动方程组和飞行器刚体动力学方程组建立飞行器多自由度耦合运动数值模拟的高效计算方法和软件。①根据摇滚运动的特点，分析运动的主要自由度，建立耦合运动的非定常动力学模型；②基于有限体积法采用二阶迎风型NND格式和含双时间步的LU-SGS方法离散流动控制方程组，基于刚性动网格技术，耦合求解流动控制方程组和刚体动力学方程组，发展适用于复杂飞行器多自由度耦合摇滚运动的数值模拟软件；③基于MPI环境发展并行算法，提高计算效率；④采用典型算例对发展的软件进行分类考核，计算结果和相关文献的实验结果或数值模拟结果吻合，验证了方法及软件的可靠性。其次，针对战斗机大攻角俯仰运动时的横侧向稳定性问题，研究细长叁角翼强迫俯仰、自由滚转的耦合运动特性。结果表明：俯仰运动的存在，使得滚转运动不能形成极限环形式的等幅振荡；俯仰/滚转耦合将导致叁角翼升力显着降低，对机动飞行安全不利，还将导致叁角翼横向稳定性变差。此外，多种敏感因素对俯仰/滚转耦合运动特性具有显着影响：转动惯量影响叁角翼滚转运动的频率特性，转动惯量越小，频率越高；轴承的机构阻尼影响双自由度运动的振幅，阻尼越大振幅越小，当阻尼过大时，可能观察不到机翼的自由滚转现象；实验观察到叁角翼强迫俯仰、自由滚转耦合运动过程中表征滚转停滞状态的台阶状曲线，是湍流、转动惯量以及轴承摩擦等多种影响因素共同作用的结果。再次，针对动态特性研究中自由度相似的问题开展自由状态下细长叁角翼滚转/侧滑双自由度和滚转、侧滑及沉浮叁自由度耦合运动的研究。对滚转/侧滑双自由度耦合运动的研究表明：滚转运动表现为极限环形式的周期性等幅摇滚振荡，侧滑与摇滚同频率，反相位，具有左滚右侧滑、右滚左侧滑的耦合运动机制；与单自由度翼摇滚相比，耦合摇滚振幅更大，频率更低，摇滚分岔攻角显着减小，可能出现单自由度滚转运动稳定，而滚转/侧滑双自由度耦合运动不稳定的情况，因此，应将自由度相似作为动态特性研究中重要的相似准则予以满足。对滚转、侧滑及沉浮叁自由度耦合运动的研究表明：重力显着小于垂向气动力时，叁角翼可能因爬升而改出摇滚；重力显着大于垂向气动力时，叁角翼快速下沉导致名义攻角增大，摇滚振幅呈现出先快速增大，再在涡破裂影响下减小的变化过程；重力和垂向气动力相当时，叁角翼呈现上浮、下沉交替的运动。在垂向气动力和重力相当的情况下，沉浮运动幅度较小，叁自由度的耦合运动可简化为滚转/侧滑两自由度的耦合运动，若质量很大，则叁角翼侧滑的效应也可以被忽略，运动可进一步简化为单自由度摇滚，因此单自由度摇滚是本质上多自由度耦合运动在特定条件下的合理性简化假设。最后，针对战斗机全机摇滚背景开展复杂翼体外形单自由度摇滚运动特性研究。“气动弹簧”式非对称振荡的前体分离集中涡与破裂机翼涡的非线性复杂干扰是维持翼体外形大幅度摇滚的主要流动机理，在多涡流结构的强相互干扰下，复杂翼体外形不能形成规则的等幅摇滚振荡（如单叁角翼摇滚），振幅存在明显波动，可能伴有间歇、猝发特征，应当关注平均滚转振幅的变化。复杂翼体外形的动态摇滚特性受到部件构型和布局的影响：前体截面形状的影响极为显着，严重影响翼体模型的横向动态稳定性；尾翼能够对翼体摇滚起到一定的动态稳定性作用，稳定的程度与尾翼的布局有关；与简单叁角翼的静态特性不同，机翼前缘形状的变化对翼体外形动态摇滚运动特性的影响较小。
刘伟, 张涵信[3]2004年在《细长机翼摇滚的非线性动力学分析及数值模拟》文中提出采用非线性动力学理论分析指出:对于静稳定下的细长叁角翼,λσ(α)=0是机翼运动出现Hopf分岔的临界条件,当λσ(α)<0时,机翼受扰后,滚转运动趋于平衡位置,即具有点吸引子形态的定态解;当λσ(α)>0时,平衡点由稳定变为不稳定并从中产生出极限环,即受扰后机翼滚转运动出现极限环振荡的摇滚运动。此外,本文还采用耦合叁维非定常Navier-Stokes方程与Euler刚体运动方程数值模拟研究了80°尖前缘细长叁角翼的自由滚转问题、采用强迫简谐分析法研究给出了叁角翼的滚转阻尼导数,进一步证实了理论分析的结论。
刘伟, 杨小亮, 张涵信, 邓小刚[4]2008年在《大攻角运动时的机翼摇滚问题研究综述》文中指出机翼摇滚是现代战斗机、导弹设计中普遍遇到的横向不稳定现象之一,属于典型的大攻角动态特性问题.20多年来,机翼摇滚问题在国内外航空工业界、学术界都引起了极大的重视和兴趣,并在实(试)验、计算方面发表了许多文章,对机翼摇滚问题的认识也取得了较大的进展.本文对自1981年Nguyen、Yip及Chambers最早研究机翼摇滚现象以来,在该问题研究方面的近100多篇有代表性的论文进行了综述,内容涉及实(试)验研究、计算研究的各个方面,并对今后的发展趋势提出了自己的看法.
刘伟, 张涵信[5]2004年在《机翼自由滚转运动的Hopf分岔及数值模拟》文中研究指明采用非线性动力学理论分析指出:对于静稳定下的细长叁角翼,λ_(cr)(α)=0是机翼运动出现Hopf分岔的临界条件,当λ_(cr)(α)<0时,机翼受扰后,滚转运动趋于平衡位置,即具有点吸引子形态的定态解;当λ_(cr)(α)>0时,平衡点由稳定变为不稳定并从中产生出极限环,即受扰后机翼滚转运动出现极限环振荡的摇滚运动。此外,本文还采用耦合叁维非定常Navier—Stokes方程与Euler刚体运动方程数值模拟研究了80°尖前缘细长叁角翼的自由滚转问题、采用强迫简谐分析法研究给出了叁角翼的滚转阻尼导数,进一步证实了理论分析的结论。
田浩[6]2015年在《叁维可压缩流动的非定常分离及飞行器运动/流动耦合的非线性动态稳定性》文中指出临近空间高超声速滑翔机动飞行器是当前飞行器研制的一个重要发展方向,其机动飞行时具有如下特征：第一,由于飞行器需作滚动、侧滑、俯仰等机动动作,它诱发周围的空气流动是非定常的,因此飞行器的运动和流动是强耦合的,与此相关的气动力、气动热、流场的计算模拟以及实验都是动态的、耦合的非线性问题。第二,当飞行器进行有攻角飞行时,背风面和局部的物面折转处通常会出现非定常流动分离。什么是流动的非定常分离?它的性状与定常流动分离有何不同?它对飞行器的力、热及运动特征会产生怎样的影响?这些是需要研究的新问题。第叁,在飞行过程中,希望飞行器的运动是稳定的和可控的,需要解决稳定和控制的耦合问题。因此,开展滑翔机动飞行的研究,要发展新的计算流体力学(CFD)的方法、新的实验方法和测量技术。同时也需要解决出现的两个重要理论问题：(1)什么是非定常流动的分离?(2)如何建立飞行器非线性动态稳定性的分析方法。本文就滑翔机动飞行中遇到的这两个问题进行了分析,发展了相关的理论和方法。非定常流动分离研究的主要内容是：流动在何时,何地发生分离与再附,分离线和再附线如何描述以及空间流态的发展情况如何?非定常流动分离可分为匀速运动物体上的非定常流动分离及非匀速物体上的非定常流动分离两种,在惯性坐标系内作运动的物体,非定常流动分离发生在物面外,很难分析。借助于固结在物体上的坐标系,前者可转为固定壁上的分离,流动仍由N-S方程描述。对于后者,在与物体固结的坐标系内,物面上的速度为零,即物面不动,但流动需用附加惯性项的N-S方程描述,直到现在还没有见到有人对此问题作过系统的研究。高超声速飞行器动态稳定性的研究开展得很晚。航空界飞机的动稳定性问题早已有了很多的研究,虽然其一些研究结果对高超声速可以借鉴,但是两者有重要区别。首先,临近空间飞行器高空飞行时,这里大气的密度低,在低空较小可以忽略的惯性力矩就必须考虑。其次,在飞机的动稳定性研究中,动态力矩用动导数表示,动导数经大量地面实验,飞行实验和理论分析已有了很好的经验公式表达,而高超声速飞行器很难通过这些手段获得成熟的动导数结果。另外,飞机动稳定性耦合分析多采用线性稳定性理论,可采用解耦的方法。而由于惯性耦合,高超声速的动稳定性问题难以采用解耦方法进行。虽然面临着这些困难,随着计算机和CFD方法的高度发展,高超声速飞行较难得到的动态系数和动导数可用数值解给出,这为高超声速飞行器动稳定性的耦合分析提供了可能。针对临近空间滑翔飞行器所面临的非定常流动分离与动态稳定性这两个非线性问题,利用定性分析与数值模拟相结合的方法,本文取得了如下研究成果：(1)实现并完善了张涵信院士对固定壁面叁维非定常流动分离进行分析的理论框架。分析了分离线周围壁面极限流线的性状,研究了截面流态的分布规律以及旋涡截面流态及其沿轴向演变的规律。(2)对运动壁面,在与物体固结的非惯性坐标系内,研究了非定常流动分离问题,给出了分离条件。介绍了非惯性坐标系下流动分离条件的应用。(3)数值模拟给出了非定常流动分离的若干算例,对本文提出的固定壁面和运动壁面的流动分离条件及理论进行验证。(4)通过对叁轴角运动的分析,建立了描述俯仰、偏航和滚动的叁维近似方程,其内包含惯性力矩和利用数值解求得的气动力矩。采用数值方法求得的静、动导数和非线性理论,分析了俯仰、侧滑、滚动叁者耦合的动稳定条件及其正滚、偏滚的两种情况。其分析结论是：对于面对称飞行器,在对称面滚转力矩为零时,如果俯仰、滚动、侧滑静态导数(mzα、mxγ、myβ)和动态阻尼导数(mxωx、myωy、mzωz)分别小于零,当俯仰角速度θ和滚转角速度γ分别时,俯仰拉起、侧滑运动、滚动运动对滚动角平衡位置(γ=0)是稳定的。式中ωx为绕x轴角速度,Ix、Iy、Iz为绕x、y、z轴的转动惯量。如果此条件不满足,飞行器的运动就会出现不稳定发散或急滚。对于面对称飞行器,如果在对称位置(γ=0)的滚转力矩(mx)。不为零,会产生偏滚,滚动的位置为：如果在此位置静稳定导数、阻尼系数都小于零,并且在γi处满足给出的上述稳定性判则,则在位置γi处飞行器的运动是动稳定的,否则是动不稳定发散的情形。上式中αx=(Iy-iz)/Ix,下标“0”表示的是对称位置。(5)数值模拟、风洞动态试验结果和本文的稳定性判则是一致的。
韩冰[7]2014年在《叁角翼大迎角动态气动特性及结构抖振数值模拟》文中认为叁角翼和双叁角翼一类的气动部件提供的涡升力可有效地改善大迎角过失速机动飞行性能，为现代战斗机广泛采用。然而，当迎角过大时，叁角翼前缘涡发生破裂，高度紊乱的气流可能造成飞行器结构的强烈振动。本文针对叁角翼大迎角分离涡破裂前的集中涡系的动态特性和涡破裂后的飞行器抖振特性，开展了一系列的数值模拟研究。主要的研究工作和结论如下：1.实现了对叁角翼大迎角动态流场的数值计算，计算方法充分考虑了粘性效应造成的高次分离涡结构，并具有模拟翼面运动时的非定常流场的能力，为论文后续的各项研究奠定了基础。通过Hummel76п后掠尖前缘三角翼模型考核了数值方法对三角翼主分离涡以及粘性效应导致的二次、三次分离涡的捕捉能力，以76п后掠前翼/40п后掠主翼的双三角翼模型验证数值方法对涡-涡干扰的模拟能力。通过AGARD CT5算例考核了数值方法的非定常计算能力。2.研究了几何构型对叁角翼俯仰与滚转特性的影响。数值模拟了60п后掠单三角翼、80п后掠前翼/60п后掠主翼的双三角翼、80п后掠前翼/40п后掠主翼的双三角翼和翼身组合四种外形的俯仰和滚转运动，对比分析了各外形振荡运动动态流场及气动响应变化规律，重点考察了边条、后掠角和柱状机身三种几何形状对动态流场时滞效应和气动响应时滞环的影响，获得了大量复杂流场分析结论。3.根据Volterra级数理论，发展了一种二阶非线性气动力降阶模型。利用小波压缩Volterra核，减少辨识参数个数和模型记忆长度，通过辨识二维翼型俯仰和沉浮运动的非定常气动响应，考核了方法对非线性气动力的辨识效果。在此基础上，辨识了76п后掠尖前缘三角翼振荡运动的非定常气动力和力矩系数响应。4.实现了流体/结构耦合的气动弹性时域仿真。详细阐述了耦合计算的各项关键技术，包括：流体/结构两场的松耦合方式，结构求解的模态迭加法和耦合数据传递方法。给出了气动弹性时域仿真框架，并通过气动弹性标模验证了耦合计算方法的可靠性。进一步引入滚转运动方程，形成了流体/结构/滚转运动的耦合计算系统。5.研究了涡破裂诱导的垂尾抖振特性。利用流体/结构耦合仿真程序，数值模拟了一个结构加强的垂尾在76п后掠三角翼的涡破裂流场中的抖振响应，研究了来流迎角30п和40п时涡破裂流对对垂尾各阶结构模态的激励作用及垂尾弯扭变形特性，结果表明，垂尾抖振的位移响应幅值较小，但造成了很大的加速度响应。此外，随着迎角的增加，涡破裂流频带带宽明显增加，脉动能量峰值向低频段移动，流场对低频模态的激励作用大幅增强，抖振位移和加速度响应的幅值大幅增加。6.研究了滚转运动对叁角翼抖振特性的影响。利用流体/结构耦合仿真程序，数值模拟了一60п后掠三角翼在大迎角下的抖振响应，并与无粘结果比较，发现空气粘性对抖振激励起到一定的抑制作用。利用流体/结构/滚转运动的耦合计算程序，数值模拟了叁角翼在滚转运动下的抖振响应，并与无滚转时的计算结果进行比较，发现滚转运动大幅增强了流场与低频结构模态间的耦合作用，增强了抖振位移和加速度响应的幅值。
张扬[8]2016年在《基于混合网格的飞行器大迎角DES类数值模拟方法研究》文中指出大迎角分离流动是现代飞行器气动特性研究中的常见问题,其重要的应用价值不言而喻。然而,迄今为止要对此类流动进行准确地预测是非常困难的,数值模拟的可信度往往难以令人满意。这一方面是由于物理外形过于复杂,难以生成高质量的网格,影响了数值解的精准度。另一方面是由于流动中包含了许多非定常、非线性的物理机制,给数值模拟方法带来严峻挑战。面对这一难题,本文从湍流模型、数值格式、计算网格叁个关键因素出发,开展了相关探索和研究,期望能够建立一套更加工程可靠的数值模拟方法,进一步提高复杂飞行器大迎角气动特性数值模拟能力。由于非结构/混合网格对复杂外形具有良好的适应性,因此全文的研究以此类网格为基础。针对大迎角大范围分离湍流模拟问题,本文选用了当前最具工程应用前景的脱体涡模拟(DES)模型。鉴于传统二阶精度迎风格式具有较大的数值耗散和色散,不利于多尺度湍流结构的精细模拟,本文发展了一种基于原始Roe格式的自适应耗散混合格式,较好地控制了数值耗散对DES类模拟的影响,同时还建立了网格自适应方法,可以高效地增加DES类模拟流场的空间分辨率。最后基于这些改进措施进行了叁角翼和现代战斗机构型的大迎角分离流动IDDES模拟,并初步开展了飞行器大振幅俯仰运动的IDDES模拟,计算与试验两者数据较为吻合,表明本文算法具有良好的应用前景。全文分为七章。第一章为引言,简要介绍了飞行器大迎角气动特性研究的背景和意义;综述了国内外在该领域的研究进展,包括机理研究、试验技术、数值离散方法、湍流模拟方法、网格技术等方面的发展概况;最后简述了本文的主要工作。第二章介绍了本文采用的数值模拟方法。为了提高二阶精度有限体积算法的湍流数值模拟能力,在原始Roe格式基础上建立了与DES类方法相匹配的自适应耗散混合格式;通过Fourier分析讨论了不同格式的色散、耗散特性,研究表明在二阶精度下混合格式的数值特性有利于DES类模拟;分别基于Spalart-Allmaras(SA)一方程湍流模型和k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型,建立了基于非结构/混合网格的DES类方法。第叁章对数值模拟方法进行了算例验证。首先利用均匀各向同性衰减湍流算例对整套DES算法的经验参数进行了标定;然后通过雷诺数(Re)为3900的圆柱绕流、NACA0021翼型60°大迎角分离流动、超声速圆柱底部流动和NACA0012翼型俯仰振荡等典型算例,对本文DES类方法进行了检验。计算表明,DES类方法的数值表现总体优于RANS方法,而采用混合格式的DES类算法能够有效减小数值耗散对DES类计算的影响,解析出更小尺度的湍流旋涡结构,计算数据更接近试验值。第四章描述了本文建立的混合网格自适应方法,其目的是期望将DES类方法、混合格式、网格分布叁者有机结合在一起,在进一步提高数值解分辨率的同时又尽可能地减少工作量。自适应策略采用了h–type方式;对于自适应过程中产生的悬空点,通过向相关网格单元插入对应节点,来消除其影响,使网格单元之间完全相容,自适应生成的网格可直接用于计算;最后,由一些简单算例验证了程序的正确性。第五章进行了65°后掠叁角翼旋涡流动的数值模拟,对自适应耗散混合格式、网格自适应技术和IDDES方法开展了综合应用。计算发现:采用原始Roe格式的IDDES计算仅模拟出了泡型涡破裂,而采用自适应耗散混合格式的IDDES计算模拟出了泡型、螺旋型和双螺旋型等涡破裂形态;基于自适应网格的IDDES计算则捕捉到更为精细的流场结构。第六章开展了复杂飞行器大迎角分离流数值模拟的应用,选取的外形为类F22战斗机模型。首先简要介绍了风洞试验情况。随后进行了静态大迎角分离流的计算。从预测的气动力系数与试验数据的对比来看,IDDES模型相对于RANS模型仍然具有明显的优势。由流动结构的详细比较表明,IDDES模拟流场具有更强的叁维非定常特性。最后,初步数值模拟了类F22战斗机模型大振幅俯仰运动,考虑到计算网格的尺度较粗以及动态试验的误差修正等不确定因素,IDDES计算结果与试验测量数据之间的相符程度还是不错的。第七章结束语,总结了本文的工作,指出了其中的不足,并对今后的研究方向进行了展望。
王晓冰[9]2015年在《高机动飞行器气动/运动耦合特性数值模拟研究》文中研究说明现代先进飞行器在大迎角、高机动飞行中,非定常绕流与运动之间常常会出现强烈的非线性耦合效应,从而可能诱发非指令的自激运动,导致飞行失控,危及飞行安全。传统的采用常规风洞试验及计算流体力学方法建立的准定常数据库和气动力模型在小迎角、附着流的研究中应用较多,也基本能够满足型号研制需求;但对于大迎角高机动飞行状态,将难以准确预测非定常气动力和姿态的快速变化,需要在飞行器设计后期开展大量的飞行试验,发现问题并修正前期设计方案,这样将导致设计周期延长、研制费用增加,同时也增大了事故风险。近年来,出现了风洞虚拟飞行试验技术和气动/运动一体化数值计算技术,其共同特点是能够在地面尽可能地模拟飞行器的真实飞行过程,实现空气动力学/飞行力学/飞行控制的集成验证,以填补风洞试验与飞行试验之间的鸿沟。通过将基于风洞的虚拟飞行试验技术和耦合气动/运动的一体化数值模拟技术有效结合运用,将有望在飞行器设计初期阶段对气动外形、结构强度和控制系统进行更加全面的评估,减少后期飞行试验的次数,对加快航空武器的研发进度,降低研制成本,规避事故风险有着重大的意义。本文首先阐述了气动/运动及集成飞行控制律的一体化计算方法,随后针对典型高机动飞行器的气动/运动耦合问题,开展了数值模拟研究,发现了某高机动导弹在俯仰机动过程中存在滚转耦合运动现象,通过采用滚转优先控制策略实现了纵、横向的解耦控制,保证了姿态稳定,取得了与风洞虚拟飞行试验一致的研究结果,表明计算方法达到了气动/运动/控制一体化数值模拟的目的。全文共分为六章,各章的主要内容为:第一章介绍了本文的研究背景,并针对基于风洞的虚拟飞行试验技术和气动/运动一体化数值模拟技术,简述了国内外的相关研究进展,最后介绍了本文的研究工作。第二章介绍了本文所采用的数值计算方法,包括非定常流场计算、飞行力学方程求解和两者的耦合策略,以及动态网格技术等。通过对多个模块的整合,建立了气动/运动一体化并行数值计算平台。第叁章采用几个典型算例,进行了数值方法的验证。其中计算了层流、湍流的平板边界层流动、RAE2822翼型跨声速流动、典型窄条翼导弹纵向气动特性,验证了程序的定常计算能力及模拟舵面运动的动网格技术;模拟了NACA0012翼型小振幅俯仰振荡和NACA0015翼型的动态深失速过程,验证了程序对动态问题的计算能力,以及DDES模型在较复杂分离流动问题方面的有效性;进行了Basic Finner导弹标模的俯仰、滚转动稳定性预测,表明了计算程序在动态问题的研究上具有一定的工程实用性。第四章首先简要介绍了在2.4米跨声速风洞建立的虚拟飞行试验技术,随后采用建立的气动/运动/飞行控制一体化计算方法,对典型导弹模型的纵向单自由度开环、闭环和俯仰/滚转/偏航叁自由度耦合及其解耦的闭环控制过程开展了数值模拟,并与试验和仿真结果进行了对比分析,结果表明:计算结果与风洞试验、仿真结果基本一致;所研究的导弹模型在俯仰拉起过程中会出现滚转方向的失稳和连续振荡,从而诱发出现纵、横向的耦合运动,导致姿态失控;发展的基于滚转控制优先的多通道解耦控制方法,能够有效抑制导弹的滚转失稳行为,改善控制效果,确保导弹姿态可控。第五章进一步探索了DES类方法在气动/运动一体化计算中的应用。采用基于S-A模型的DDES方法,对翼身组合体模型自由摇滚运动开展了模拟,并与URANS方法所得结果以及风洞试验结果进行了对比分析,结果表明,DDES方法与URANS方法相比,更容易模拟得到与试验结果接近的摇滚现象,展示了DES类方法的应用前景。第六章对全文的研究内容进行了回顾和总结,指出了一些存在的不足,并提出了关于今后研究方向的一些思考。
王延奎[10]2014年在《空气动力学学科发展研究》文中研究表明一、引言空气动力学作为飞行器设计中的先行主导专业在飞行器发展过程中起到了巨大的推动作用,为促进飞行器飞行性能的提高提供了重要的技术基础。近年来,随着世界范围内航空航天工业的快速发展,空气动力学这一门古老的学科又焕发出了新的青春,为促进各类先进飞行器的发展奠定了坚实的基础。我国的空气动力学也在基础理论、实验研究和计算流体力学等领域取得了长足的进步,为促进我国国防工业的跨越式发展起到了不可磨灭的作用。
参考文献：
[1]. 细长机翼摇滚机理的非线性动力学分析及数值模拟方法研究[D]. 刘伟. 国防科学技术大学. 2004
[2]. 飞行器多自由度耦合摇滚运动数值模拟研究[D]. 杨小亮. 国防科学技术大学. 2012
[3]. 细长机翼摇滚的非线性动力学分析及数值模拟[C]. 刘伟, 张涵信. 计算流体力学研究进展——第十二届全国计算流体力学会议论文集. 2004
[4]. 大攻角运动时的机翼摇滚问题研究综述[J]. 刘伟, 杨小亮, 张涵信, 邓小刚. 力学进展. 2008
[5]. 机翼自由滚转运动的Hopf分岔及数值模拟[C]. 刘伟, 张涵信. 首届全国航空航天领域中的力学问题学术研讨会论文集（上册）. 2004
[6]. 叁维可压缩流动的非定常分离及飞行器运动/流动耦合的非线性动态稳定性[D]. 田浩. 中国空气动力研究与发展中心. 2015
[7]. 叁角翼大迎角动态气动特性及结构抖振数值模拟[D]. 韩冰. 西北工业大学. 2014
[8]. 基于混合网格的飞行器大迎角DES类数值模拟方法研究[D]. 张扬. 中国空气动力研究与发展中心. 2016
[9]. 高机动飞行器气动/运动耦合特性数值模拟研究[D]. 王晓冰. 中国空气动力研究与发展中心. 2015
[10]. 空气动力学学科发展研究[C]. 王延奎. 航空科学技术学科发展报告. 2014
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