霜状结冰及其对机翼气动特性影响的数值模拟

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篇1：霜状结冰及其对机翼气动特性影响的数值模拟

霜状结冰及其对机翼气动特性影响的数值模拟

在霜状冰结冰过程及结冰对机翼气动特性影响的`数值模拟中,基于壁面函数法引入了粗糙度影响,结合欧拉坐标系下空气-过冷水滴两相流动控制方程的计算,文中以NACA0012为对象进行了霜状冰结冰过程的数值模拟,并把计算得到的冰形与试验数据及国外的结冰预测软件的结果进行了对比.本文同时考察了结冰对机翼气动特性的影响,结果表明结冰后最大升力系数降低了26%,失速攻角降低了3°,并且阻力系数也有了增加.

作 者：陈维建 张大林 CHEN Wei-jian ZHANG Da-lin  作者单位：南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016,中国 刊 名：南京航空航天大学学报（英文版）  EI英文刊名：TRANSACTIONS OF NANJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS & ASTRONAUTICS 年，卷(期)： 22(1) 分类号：V244.1 V211.3 关键词：数值模拟   防/除冰   霜状冰   粗糙度   气动特性   numerical simulation   anti/de-icing   rime ice   roughness   aerodynamic performance  

篇2：机翼曲面成型技术对气动特性影响的研究

机翼曲面成型技术对气动特性影响的研究

增升减阻一直是空气动力设计工作者追求的目标.机翼设计是飞机气动设计的核心,而机翼控制剖面间过渡方式是机翼设计中十分有效的增升减阻措施.首先对飞机翼根两剖面没有添加约束的机翼外形进行了详尽的气动分析计算,针对分析结果出现的问题,重新确定了设计思路和方案,探讨了在翼根两剖面翼型和位置都不变的情况下两翼型之间的'过渡对机翼气动性能的影响,研究了如何过渡才能改进飞机的气动特性,最后将三种配置的设计结果进行了对比,获得了翼根曲面过渡几何参数影响的初步规律.对比结果表明,以加入过渡约束的上凸与线化过渡的结果取得了十分理想的改进结果.

作 者：王波 白俊强 黄江涛 朱军 WANG Bo BAI Jun-qiang Huang Jiang-tao ZHU Jun  作者单位：西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072 刊 名：航空计算技术  ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE 年，卷(期)： 40(2) 分类号：V211.3 关键词：机翼   升阻比   气动设计  

篇3：前翼对飞机纵向气动特性和机翼载荷影响研究

前翼对飞机纵向气动特性和机翼载荷影响研究

利用ARGON和MGAERO计算了三翼面布局飞机气动特性和机翼载荷,给出了有前翼、无前翼布局全机气动特性和机翼环量分布.研究分析了前翼对全机气动特性、机翼分布载荷的'影响规律,得到了一些重要的结论,可用于飞机型号设计.

作 者：邱述斌 李志 QIU Shu-bin LI Zhi  作者单位：邱述斌,QIU Shu-bin(海军装备部,北京,100071)

李志,LI Zhi(沈阳飞机研究所,沈阳,110035)

刊 名：海军航空工程学院学报  ISTIC英文刊名：JOURNAL OF NAVAL AERONAUTICAL ENGINEERING INSTITUTE 年，卷(期)： 23(2) 分类号：V211.41 关键词：前翼   机翼环量分布   气动特性  

篇4：三维机翼的静气动弹性特性数值模拟研究

三维机翼的静气动弹性特性数值模拟研究

发展了一种计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法,对三维机翼的静气动弹性进行了数值模拟研究.采用三维欧拉方程为控制方程基于直角网格计算气动力,并耦合结构静平衡方程进行静气动弹性数值模拟,设计了CFD/ CSD耦合计算的数据交换的方式.以M6机翼作为算例,进行了机翼静气动弹性的数值模拟,计算结果表明所发展的`三维机翼静气动弹性数值模拟方法是合理可行的,并可作为机翼结构优化设计和考虑结构弹性变形影响的气动外形优化设计的基础.

作 者：王晓江 夏露 詹浩 刘付龙 WANG Xiao-jiang XIA Lu ZHAN Hao LIU Fu-long  作者单位：西北工业大学,翼型叶栅空气动力学国防科技重点研究室,陕西,西安,710072 刊 名：航空计算技术  ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE 年，卷(期)： 40(2) 分类号：V211.41 关键词：静气动弹性   CFD/CSD   欧拉方程   数据交换   细平板样条法  

篇5：剪切翼尖对机翼气动效能影响研究

剪切翼尖对机翼气动效能影响研究

尖切翼尖作为一种重要的翼尖装置,由于实现简单,能有效得减小机翼得诱导阻力且对飞机的其它性能影响小,而受到广泛的应用.基于数值模拟结果对尖切翼尖的前缘后掠角及根梢比对机翼气动性能的.影响进行了对比研究.给出了前缘后掠角和根梢比对气动性能的影响规律,并通过分析涡位置和强度的变化,得出涡位置及强度和气动性能的关系.

作 者：黎伟明 白俊强 朱军 LI Wei-ming BAI Jun-qiang ZHU Jun  作者单位：西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072 刊 名：航空计算技术  ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE 年，卷(期)： 38(6) 分类号：V211.3 关键词：剪切翼尖   诱导阻力   翼尖涡   减阻  

篇6：高超声速乘波构型气动特性数值模拟研究

高超声速乘波构型气动特性数值模拟研究

乘波构型是突破常规“升阻比屏障”的有效途径,已成为高超声速飞行器设计的一种重要参考.在锥导和吻切锥乘波构型生成方法分析的基础上;针对两种设计外形开展了无粘和有粘气动性能的数值分析,获得了基本的气动性能参数.计算结果表明:锥导和吻切锥乘波构型不仅在设计状态下具有良好的'升阻比特性,而且在较宽范围非设计状态下仍然具有良好的升阻比特性.锥导乘波构型容积率高,结构紧凑,可作为无动力滑翔式飞行器的设计参考;吻切锥乘波构型底部流动均匀,且外形调整方便,是超燃动力飞行器机身/进气道一体化构型的良好参考.

作 者：许少华 陈小庆 侯中喜 夏智勋 何烈唐 XU Shao-hua CHEN Xiao-qing HOU Zhong-xi XIA Zhi-xun HE Lie-tang  作者单位：国防科学技术大学航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073 刊 名：航空计算技术  ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE 年，卷(期)：2008 38(3) 分类号：V211.3 关键词：高超声速飞行器   锥导乘波构型   吻切锥乘波构型   数值模拟  

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