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
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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
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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
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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
种 格 栅 翼 翼 身 组 合 体 气 动 力 实 验 结 果 的 分 析8 以及与平板翼翼身组合体气 阐述了格栅翼的气动特性& 结果显示格栅翼的阻力比平板 动力数 据 的 比 较 8 翼的大8 网格数越多阻力越大8 在 <= " 斜置密网格格栅翼的升力 > ? " ! (时 8 大于平板翼的升力 8 削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力 & 关键词 格栅翼 8 气动力特性 8 风洞实验
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基于网格面元法的高超声速飞行器性能分析
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中 图分 类 号 ： ４ １ ． Ｖ １１８ 文 献 标 识 码 ： Ｂ
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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—
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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
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－ ＝
（） ２
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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.。
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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
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｏｉ ｏ ｋ ｔＴ ｃ ｎ ｌｇ ｏ ｒ ａ ｆ ｌ Ｒ ｃ ｅ ｅ ｈ ｏｏ ｙ Ｓ ｄ
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
周
（ ． 京理 工大学 宇航学 院 ， １北 北京
张 胡 ，
凡 于 ，
勇
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