针对大型飞机跨声速静气动弹性问题,基于CFD/CSD流固耦合方法开展了数值模拟应用研究。具体方法是:采用RANS方程与静气动弹性平衡方程作为计算控制方程,CFD采用多块对接结构化网格进行分区并行计算,并利用多重网格技术加速收敛;使用RBF结合TFI方法进行网格变形;通过TPS插值实现多场数据交换。基于上述方法开发了计算程序,并与典型风洞试验结果开展了对比研究,验证了方法和程序的有效性。最后通过数值模拟结果,分析了跨声速时静气动弹性对典型大型飞机机翼的几何变形、表面压力及气动性能的影响特性。

为实现导弹快速机动转弯或精确制导打击的目的,提出了采用直接力/气动力复合控制的技术方法。选取某典型布局导弹外形,针对直接力/气动力复合控制的耦合干扰问题,尤其是导弹机动过程中的直接力/气动力干扰问题,综合采用风洞测力试验和非定常数值计算及直接力/气动力操纵响应的风洞验证试验手段,研究了直接力喷流的静态干扰影响特性、俯仰拉起过程的喷流干扰动态效应以及直接力/气动力复合控制作用下的飞行响应特性。结果表明位于导弹后体的直接力喷流产生了有利的气动干扰,俯仰运动过程中的非定常流动对喷口上游分离区范围影响较大,出现气动迟滞特性,且随角速率增加而增强;俯仰大迎角下力矩放大因子受俯仰运动影响更为明显,出现偏离静态的不利结果;直接力/气动力复合控制可以提高导弹的拉起速度,实现快速转弯和姿态的精确控...

现代先进飞行器在高机动飞行过程中,容易诱发非指令的多自由度耦合运动,呈现出复杂的动态气动力及耦合运动现象。为满足先进飞行器多自由度动态气动特性研究与试验评估的需求,中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所在2.4 m×2.4 m跨声速风洞建立了可以开展大迎角静态、单自由度俯仰振动、快速拉起、俯仰/滚转双自由度耦合运动等试验的模拟技术。通过典型的70°三角翼验证模型的试验研究,结果表明试验技术获取的试验数据合理可靠,变化规律正确,能够准确反映模型的动态气动力迟滞特性,实现了俯仰/滚转两自由度耦合大振幅运动的纵横向动态气动力测量,可以为飞行器的试验鉴定评估提供技术支撑。