为在大攻角下提升机翼结构的气动性能,提出一种在机翼结构表面开孔,建立廊道连通上、下翼面的方法,可促使飞机从失速状态中改出。采用Realizable k-ε湍流模型和SIMPLE算法,在fluent软件上数值模拟了不同攻角下,机翼表面开孔的大小及角度对机翼气动性能的影响,并讨论了开孔机翼表面绕流的规律。结果显示,对比基于NACA0018翼型的标准机翼,在小攻角条件下,表面开孔机翼的升力系数略低;但当攻角增至16°时,标准机翼开始出现明显的失速特征,而此时开孔机翼的升力系数高于标准机翼,可在大攻角下维持良好的气动性能。以圆形开孔为基础,研究了不同开孔尺寸对机翼气动性能的影响,数据表明,当开孔尺寸较小时,在大攻角下机翼的升力系数随开孔尺寸的增大而增大,当到达临界值即开孔尺寸为006m时,气动性能最佳,继续增大开孔尺寸,机翼的升力系数反而减小。另...

应用新型ＬＵ隐式格式和改良型高阶ＭＵＳＣＬＴＶＤ格式，通过求解全三维可压缩Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程和ｑ－ω低Ｒｅ双方程湍流模型，对一种透平叶栅在一６０＾ｏ到＋３５＾ｏ攻角范围内的流动进行了计算。对不同攻角下叶栅内的三维流动结构进行了细致的分析。计算表明，该方法不仅可以准确地捕捉叶轮机械内部流动中出现的激波与边界层、激波与尾迹相互干扰等流动现象，而且也适用精确拟不同工况下

星舰(Starship)是当前美国太空探索公司(SpaceX)推出的新一代可重复使用航天运输系统。本文基于公开资料,采用数值仿真方法,对星舰气动布局开展了建模、计算和分析,从升阻特性、配平特性、稳定性、上反控制与传统鸭翼对比等方面对星舰布局气动特性进行了论述,同时结合弹道计算情况,开展了热环境分析及防热材料、工艺分析,从总体设计的角度对星舰布局设计理念进行剖析。研究表明星舰采用的前后翼控制方式与大攻角飞行相匹配,能够实现大攻角全速域可控,无尾布局横航向大攻角区间静稳定,上反控制与传统鸭舵相比大攻角飞行时具有高效、低热特点。综合来说,星舰气动布局任务需求明确,设计目标清晰、方案简洁合理。

平尾和垂尾是直升机重要的气动面,其气动特性数据是计算飞行品质和载荷等的设计输入。采用CFD方法分别对两种构型直升机的全尺寸和缩比模型进行了气动特性计算,计算状态包括大攻角和大侧滑角状态。之后提取出其中的平尾和垂尾气动特性结果,并与风洞试验结果进行了对比分析。结果表明,CFD计算得到的平尾和垂尾气动特性值与风洞试验结果变化趋势一致,其中平尾气动特性数据在数值上相差比较小,而垂尾气动特性数据在数值上的误差比较大。研究结果可为直升机平尾和垂尾大角度气动特性计算方法选取和计算结果修正提供一定的参考。

为了深入分析小展弦比飞翼布局气动力特性,采用了风洞试验方法对一种小展弦比飞翼布局开展了静态测力试验研究,得到了该模型的基本气动力特性。试验研究结果表明,在多次重复性试验条件下,横航向气动力出现较大的散布,其中,Ma=0.8,散布区域攻角变化范围为α=12°~28°;Ma=0.95,散布区域攻角变化范围为α=8°~16°;Ma=1.5,散布区域攻角变化范围为α=14°~16°。在重复性试验中出现这种测试值的散布,表明在该试验条件下,气动力具有明显的不确定性;在这些飞行条件下小展弦比飞翼布局可能出现横航向失稳运动。

着重综述飞机在大攻角飞行中遇到的非定常气动力问题，同时强调进一步发展非定常空气动力学对先进飞行器设计具有重要意义。