大攻角

摘要： 采用数值计算方法研究了超高速弹丸的气动流场特性,重点分析了弹丸再入段的气动流场特性。利用风洞试验数据验证了S-A和k-ωSST湍流模型的预测精度,计算结果表明,在法向力预测上,两种湍流模型的预测精度较高,均在2%以内。在轴向力预测上,S-A湍流模型的预测精度较高,误差约为4.6%。当弹丸以大攻角再入时,弹丸横流效应较为明显,迎风面由于激波作用使得弹丸表面压力急剧增大,而背风面形成脱落的大尺度流向涡结构,导致压力减小,其中,迎风面的压力增大对弹丸气动系数影响更大。大攻角下的弹丸气动阻力和升力系数呈现明显的非线性,阻力系数明显增大,而且弹丸的静稳定裕度也急剧降低,使得弹丸的收敛特性变差,这是引起弹丸再入段速度衰减的主要原因。

摘要： 高超声速流动中,大攻角下圆锥背风面边界层会存在流动分离与再附、边界层转捩等多种流动现象,进而对圆锥表面温度分布产生显著的影响。为了对这一复杂流动规律及其对表面温升分布的影响进行讨论,研究基于温敏漆技术,得到了在Mach数为6的低湍流度来流条件下,攻角为10°的圆锥背风面温升分布结果。通过对不同位置、不同方位角处温升分布曲线的分析,对大攻角下圆锥背风面边界层流动发展过程及不同发展阶段的流动特征进行了讨论。同时,通过对来流总压的调节,得到了不同Reynolds数下的圆锥背风面温升分布结果,总结了Reynolds数对流动的影响规律。研究发现,高超声速大攻角圆锥背风面边界层流动发展过程中会依次出现层流分离、定常横流涡影响、转捩以及湍流分离与再附等流动特征,而在不同的Reynolds数下,各个流动特征产生影响的范围不同,随着Reynolds数的降低,层流范围和定常横流涡影响范围均有所增加,而从观察到横流影响到转捩开始发生的范围基本相同。

摘要： 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。

摘要： 针对姿控喷流在亚跨声速段的气动干扰效应问题,对细长体在侧向喷流发动机工作时迎风背风面的气动干扰情况进行了计算研究。研究结果表明:迎风面喷流时气动干扰较为复杂,干扰效果变化较为剧烈,喷口下游物面上的低压区和更低压力区在减小法向力的同时产生了抬头力矩;在中小攻角下,法向力和俯仰力矩的干扰特性有相反的变化趋势;较大攻角下迎风面的侧向喷流仍然保持了一定的俯仰力矩操纵能力。迎风面喷管工作时干扰效果变化较为剧烈,背风面喷管工作时干扰效果较为平稳,跨声速条件下的喷流干扰作用比亚声速下更强烈。

摘要： 针对大攻角下主梁断面颤振稳定性问题,基于计算流体动力学软件ANSYS FLU-ENT用户自定义函数UDFs和动网格技术,结合Newmark-β法建立了桥梁主梁断面二维流固耦合分析方法,采用该方法在不同攻角下(0°、±3°、±5°、±8°)对薄平板和流线型箱梁断面颤振稳定性进行数值模拟研究,并将数值模拟结果与风洞试验研究结果进行了比较.结果表明:薄平板和流线型箱梁断面的颤振临界风速数值模拟结果与风洞试验结果吻合较好,验证了本文所建立的桥梁主梁断面二维流固耦合分析方法的精度.薄平板断面的颤振临界风速随攻角的增大显著降低;流线型箱梁断面在正攻角范围内颤振临界风速随着攻角的增大而降低,在负攻角范围内颤振临界风速随攻角绝对值的增加先增大后降低;当攻角较大时,薄平板断面和流线型主梁断面均表现出"钝体"特征,气流绕过断面前缘时发生分离,沿断面上下缘产生较大的涡,从而导致主梁断面颤振临界风速降低.

摘要： 采用SST k-ω湍流模型基于有限体积法求解三维N-S方程,进行稳态数值模拟,得到了伴飞弹在Ma=0.6,0°~90°攻角的气动力和绕流场变化规律,弹体所受侧向力随攻角增大呈周期性变化;弹体在所研究的攻角范围内静稳定,但在大部分攻角时稳定力矩不足,不利于伴飞弹迅速恢复稳定姿态。因此,提出了增大尾翼弦长和翼展两种改进方案并进行比较,表明增大翼展更有利于提升弹体静稳定性。

摘要： 设置中央开槽的箱梁通常具有良好的颤振稳定性,但该类箱梁在大攻角来流作用下的涡振性能尚不明确.采用数值模拟方法,针对某大跨度桥梁的流线型箱梁断面,分析了5种不同中央开槽宽度箱梁的流场特性和涡振稳定性能,探究了大攻角下中央开槽宽度变化对箱梁涡振性能的影响规律,并根据静态和动态流场的变化,系统讨论了相应的气动机理.研究结果表明:在-10°～10° 风攻角范围内,封闭箱梁的阻力系数始终最小,而其升力系数绝对值则普遍大于开槽箱梁;中央开槽宽度(L)对箱梁涡振性能影响显著,箱梁涡振振幅随着开槽宽度的增大而减小,L/B(B为箱梁宽度)由0变化至0.20,涡振振幅变化幅度达到40.9％;开槽宽度的变化会影响箱梁上表面大旋涡的运动以及箱梁中央区域来流分离程度,进而改变箱梁的涡振振幅.

摘要： 采用SSTk-ω湍流模型基于有限体积法求解三维N-S方程,进行稳态数值模拟,得到了伴飞弹在Ma =0.6,0°～ 90°攻角的气动力和绕流场变化规律,弹体所受侧向力随攻角增大呈周期性变化;弹体在所研究的攻角范围内静稳定,但在大部分攻角时稳定力矩不足,不利于伴飞弹迅速恢复稳定姿态.因此,提出了增大尾翼弦长和翼展两种改进方案并进行比较,表明增大翼展更有利于提升弹体静稳定性.

摘要： 准确预测进口导流叶片的损失与落后角对设计优化压气机性能,提升压气机稳定性至关重要.本文使用叶型设计程序与MISES求解器耦合成的计算模型,创建了进口导流叶片样本数据库.通过支持向量回归搭建了损失及落后角代理模型,对比代理模型预测结果与经验模型计算结果,发现此代理模型能准确预测正反预旋大攻角下进口导流叶片的性能.

摘要： 我国沿海及西南地区风力较大,大跨径桥梁在风的静力作用下会产生较大的、不均匀分布的扭转变形,对桥梁寿命及车辆行驶安全性造成较大的影响.文章为研究风力作用下大跨径斜拉桥的抗风颤振性能,基于弹簧悬挂阶段模型试验开展了大攻角条件下大跨径斜拉桥抗风性能试验研究.研究结果表明,不同攻角条件下桥梁出现了两类不同的颤振现象:小攻角下的发散型弯扭耦合颤振现象和大攻角下的自限幅非线性颤振现象.研究成果可为我国桥梁抗风设计提供一定的依据.

摘要： 分别采用URANS、DES和LES方法数值模拟了NACA0012翼型大攻角深失速流动.通过时均流场特性和瞬态流场特性的分析比较,评估了几种方法对大分离流动的模拟能力,研究表明三维DES方法的时均模拟结果基本可信,并可清晰揭示翼型大攻角深失速流动演化过程.

摘要： 对大攻角下细长体非对称前体涡及双稳态现象的产生机理进行了探讨。首先采用Navier-Stokes方程的近似线化方法和特征值问题的并行求解算法，对大攻角下细长体对称绕流流场的整体稳定性作了研究。结果表明，在较大Reynolds数下对称流场会变得整体不稳定，但所有不稳定的特征模态都不会导致流场的显著不对称。整体稳定性分析所得的占优特征模态可以解释实验中所见的分离剪切层非定常振荡及主涡相互作用所导致的涡核振荡现象。然后对扰动能量的空间发展特征进行了分析，结果表明，不同扰动强度下，扰动能量都会经历一个指数增长区，且增长率均相同；双稳态现象的产生与扰动能量的非线性饱和密切相关。

摘要： 以设计的中远距空空导弹气动外形为基础，通过求解Euler方程进行导弹绕流流动数值模拟，并通过与部分试验结果的对比验证了数值模拟对研究导弹大攻角气动特性的有效性。数值模拟结果表明，导弹的法向力系数随攻角的增加而增大，随马赫数的增加而减小；在小攻角范围内，滚转力矩系数和偏航力矩系数均随攻角的增加而增大；在大攻角时，滚转力矩系数和偏航力矩系数随攻角的增加出现非单调性变化的特征，甚至出现极性的改变，表明针对横侧向力和力矩的攻角设计工况并非对应于最大攻角处。

摘要： 针对细长尖拱柱大攻角非对称绕流的头部振动扰流片控制问题，通过在多块动态重叠结构网格下求解三维非定常RANS方程，进行了数值模拟研究。采用的模拟代码MBNS3D中，利用网格动态重叠技术实现了对扰流片振动的模拟；模拟非定常流动的双时间步算法做子迭代时，应用多重网格技术提高了每个真实时间步的计算精度；另外还在非定常计算中结合预条件处理改善了模拟低速绕流的收敛特性。本文先用定常计算研究头部固定扰流片的控制，得到了侧向力随攻角的变化和扰流片固定在不同周向位置的计算结果。这些结果显示固定扰流片仅能控制侧向力的方向。对头部振动扰流片的控制，在动态重叠的多块结构网格上进行了非定常数值模拟，结果表明，利用头部扰流片振动能有效消除背风区涡流的非对称性及其产生的侧向力，但只有在足够高的频率下才能得到对称涡流。

摘要： 研制了适用于飞行器大迎角非对称涡/侧向力控制的振荡射流及合成射流激励器,给出了两种激励器的基本工作特性.通过风洞实验,验证了两种激励器在细长体模型大迎角侧向力的控制效果.研究结果表明振荡射流可以有效的降低侧向力幅值,合成射流甚至可以完全消除侧向力.侧向力的控制效果对激励器射流出口的在模型头尖部布置位置十分敏感.应用七孔探针流场扫描诊断技术研究了在大迎角“双稳态”区,合成射流非定常小扰动对细长体非对称背涡的控制特性和规律.采用合成射流能够完全消除背涡的非对称性,扰动控制频率是影响非对称涡及侧向力控制的一个关键参数.

摘要： 以仿长耳鸮翼型为研究对象，采用逆向方法提取鸮翼翼型下表面特征点并利用B样条曲线进行拟合建立了鸮翼翼型仿生重构模型。提出了一种能有效抑制大攻角下流动分离发生的仿生翼型。采用数值模拟方法，通过求解耦合Langtry-Menter SST 模型的定常雷诺时均Navier-Stokes 方程，对鸮翼翼型仿生模型的前缘弧线曲率、翼型前缘厚度、翼型前端倾角、翼型中部下表面曲率以及翼型尾部厚度对升阻比的影响进行了正交试验方法研究。结果表明：翼型前缘厚度、翼型中部曲率以及翼型尾部厚度对仿生翼型的升阻比影响较大。随着翼型前缘厚度的减少，翼型升阻比增加；翼型下表面中部曲率和翼型尾部厚度均存在最优值使仿生翼型升阻比最大。

摘要： 本文耦合RANS和基于线性稳定性分析的eN转捩预测方法，进行了风力机翼型的大攻角气动性能计算，以期提供风力机叶片分析／设计中使用翼型更为准确和完备的气动性能数据。计算风力机翼型S809从开始出现分离气泡到大分离，比较了S-A和B-L湍流模型对计算结果的影响。通过对已有的经典风力机翼型DU97-W-300和新设计风力机翼型WA21ak5在-180°～180°攻角范围下的气动计算，比较了计算结果和实验结果以及国外风力机叶片分析／设计中使用的基于Viterna方法由有限攻角范围的气动性能外推到-180°～180°的结果。结果表明RANS方程计算气动性能和实验结果吻合较好，为建立风力机翼型气动性能数据库提供了基础。

摘要： 建立了基于均质平衡流思想的空泡流数学模型，采用一种基于正压关系，四种基于相分数输运方程形式的空化模型，并结合五种涡黏湍流模式进行计算。在适合空泡流的数值算法方面开展了有特点的工作，研制了适用于三维非定常空泡流的计算软件。通过与实验和理论结果的比较，验证了数值模拟方法的广泛适用性和较高的计算精度，并对不同模型组合的计算结果进行了比较和评价。提出了一种考虑介质压缩性的高速空泡流模型，模拟了水中高亚声速来流条件下的空泡流，印证了亚声速可压缩空泡理论的相关结论。通过对实际自然空泡流动现象的研究，验证了数值模拟方法对非定常和大攻角问题的适用性和准确性。

摘要： 建立了基于均质平衡流思想的空泡流数学模型，采用一种基于正压关系、四种基于相分数输运方程形式的空化模型，并结合五种涡粘湍流模式进行计算。在适合空泡流的数值算法方面开展了有特点的工作，研制了适用于三维非定常空泡流的计算软件。通过与实验和理论结果的比较，验证了数值模拟方法的广泛适用性和较高的计算精度，并对不同模型组合的计算结果进行了比较和评价。提出了一种考虑介质压缩性的高速空泡流模型，模拟了水中高亚声速来流条件下的空泡流，印证了亚声速可压缩空泡理论的相关结论。通过对实际自然空泡流动现象的研究，验证了数值模拟方法对非定常和大攻角问题的适用性和准确性。

摘要： 通过求解非定常、不可压缩雷诺平均的Navier-stokes方程和k-ω SST双方程湍流模型，数值预测了LS0413mod翼型在0°～360°攻角范围内大尺度分离与失速流场特性。并对该翼型的动态失速特性进行了数值模拟，典型的正弦振荡翼型计算结果表明：（1）k-ω SST能够较好的模拟翼型升力和阻力系数的迟滞环变化趋势。（2）绕翼型的流场结构在轻失速和深失速下区别明显。

摘要： 本发明公开了一种攻角传感器组件及具有其的攻角传感器安装支架。所述攻角传感器组件包括：支架本体，所述支架本体中部具有通孔，所述支架本体上设置有多个条状安装孔；衬板，所述衬板中部具有通孔，且所述衬板上的通孔的中心与所述支架本体上的通孔的中心同轴，所述衬板通过所述条状安装孔与所述支架本体连接；攻角传感器，所述攻角传感器以可拆卸方式安装在所述衬板的远离所述支架本体的一侧。本申请的攻角传感器组件通过条状安装孔来微调衬板的位置，从而实现对攻角传感器的安装零位的调整，从而可以通过后期安装方法来实现高精度攻角传感器安装。

摘要： 本发明涉及一种风标式攻角传感器的攻角修正计算方法，尤其涉及一种在飞机大气数据系统传感器领域风标式攻角传感器的修正解算方法。将一对风标式攻角传感器感受到的局部攻角信号发送至攻角解算设备，同时该解算设备使用来自飞机总静压传感器的总静压信号解算出马赫数M；根据理论分析与计算及风洞试验得到的传感器安装位置处的局部攻角与飞行真攻角α

摘要： 本发明公布了一种跨音速飞行阶段大气攻角与惯性攻角的融合方法，本发明方法包括如下步骤：第一步：数据获取，第二步：跨音速飞行阶段判断，第三步：惯性攻角解算，第四步：互补滤波融合，第五步：BP神经网络修正。本发明方法通过互补滤波器抑制大气攻角的激波干扰波动，使互补融合攻角消除剧烈波动，变化平稳。继而利用神经网络良好的学习能力和非线性逼近特性，使经过神经网络处理后的最终融合修正攻角与真攻角的吻合度较好，攻角整体精度和可靠性进一步提高。使用融合修正后的攻角代替跨音速阶段的原始大气攻角，能够有效提高飞行过程中攻角的整体精度，为精确导航和飞行控制提供了一个有利的依据。

摘要： 用于冲压进气道风洞实验装置，由机械和控制两部分组成，机械部分包括支撑段和节流段。支撑段内为圆形的气流通道，外通过凸凹圆台与上下弯刀支臂相连，能够实现大侧滑角的变化和侧滑角的准确调节；节流段是通过节流锥的前后移动为冲压进气道提供反压的装置，节流锥与电机并联，使本实验装置能够运行较大的攻角范围；电机通过齿轮和丝杠传动带动节流锥前后移动，连接节流锥的丝杠是双支撑的。使节流锥能够承受高马赫数下的大载荷的冲击和震动。控制部分采用闭环自动反馈智能控制系统，能够实现节流锥进退控制，压力测量的稳定时间控制，节流锥调节与数据采集自动协调统一控制。相比以往的进气道实验装置，本实用新型的进气道实验装置实验攻角范围大；侧滑角范围大，精度高，操作方便；节流装置抗震动，流量调节精度高，适用马赫数范围广等优点，本实用新型非常适于冲压进气道风洞试验。

摘要： 本申请提供了一种用于飞机攻角传感器的攻角滤波电路，所述攻角滤波电路包括：第一电容和第二电容，所述第一电容和第二电容并联设置在所述攻角传感器的输出端，用于消除所述攻角传感器的输出断电信号。本申请通过在攻角传感器输出端设置一由两电容并联而构成的滤波电路，解决了大气数据计算机输出的真攻角跳变问题，硬件改动量小，操作实施简单，可迅速完成传感器更改，不影响飞机出勤。

摘要： 本实用新型涉及一种攻角传感器装置及攻角传感器控制系统，攻角传感器装置包括传感器本体、可转动地固定在传感器本体上的风标、驱动机构和锁定机构。驱动机构具有驱动轴，且所述驱动轴的轴线与所述传感器本体的转动中心线位于同一轴线上。驱动机构带动锁定机构以传感器本体的转动中心线转动，进而带动由锁定机构固持的风标转动到传感器本体的不同周向位置上。

摘要： 本实用新型公开了一种攻角传感器组件及具有其的攻角传感器安装支架。所述攻角传感器组件包括：支架本体，所述支架本体中部具有通孔，所述支架本体上设置有多个条状安装孔；衬板，所述衬板中部具有通孔，且所述衬板上的通孔的中心与所述支架本体上的通孔的中心同轴，所述衬板通过所述条状安装孔与所述支架本体连接；攻角传感器，所述攻角传感器以可拆卸方式安装在所述衬板的远离所述支架本体的一侧。本申请的攻角传感器组件通过条状安装孔来微调衬板的位置，从而实现对攻角传感器的安装零位的调整，从而可以通过后期安装方法来实现高精度攻角传感器安装。

摘要： 本发明公开了一种大攻角飞行状态下的大气攻角及侧滑角估计方法，在不改变飞行器结构外形、不增添额外测量装置和硬件设备的前提下，充分利用现有机载捷联惯性导航系统、GPS系统、飞行控制系统以及燃油测量系统输出的参数，解算飞行器的角加速度、转动惯量、惯性积、力矩方程组的系数、总质量，基于飞行动力学模型，通过构建扩展卡尔曼滤波器，融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体，实现当前时刻攻角、侧滑角和真空速的精确估计，进而解算出当前时刻的风速及风速变化率，并作为反馈信息输入到扩展卡尔曼滤波器中，完成下一时刻攻角及侧滑角的实时精确估计，通过递推求解的方式实现攻角和侧滑角的实时精确估计，提高了大气数据系统的测量范围和测量精度以及对复杂飞行环境的适应性。

摘要： 本发明公开了一种大攻角飞行状态下的大气攻角及侧滑角估计方法，在不改变飞行器结构外形、不增添额外测量装置和硬件设备的前提下，充分利用现有机载捷联惯性导航系统、GPS系统、飞行控制系统以及燃油测量系统输出的参数，解算飞行器的角加速度、转动惯量、惯性积、力矩方程组的系数、总质量，基于飞行动力学模型，通过构建扩展卡尔曼滤波器，融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体，实现当前时刻攻角、侧滑角和真空速的精确估计，进而解算出当前时刻的风速及风速变化率，并作为反馈信息输入到扩展卡尔曼滤波器中，完成下一时刻攻角及侧滑角的实时精确估计，通过递推求解的方式实现攻角和侧滑角的实时精确估计，提高了大气数据系统的测量范围和测量精度以及对复杂飞行环境的适应性。

摘要： 本实用新型公开了一种用于大攻角大侧滑角风洞试验的支撑装置，包括俯仰伺服机构、预偏角度接头、滚转伺服机构、支杆、试验模型以及洞体，俯仰伺服机构的底座固定连接在风洞洞体的上洞壁上，俯仰伺服机构的立杆悬置在风洞洞体中，预偏角度接头的一端固定连接在俯仰伺服机构的立杆的下端；预偏角度接头的另一端固定连接在滚转伺服机构的一端，滚转伺服机构的另一端通过支杆与试验模型固定连接。本实用新型通过滚转伺服机构控制支杆‑试验模型一起滚转调整模型的俯仰角θ和滚转角来实现攻角α和侧滑角β，以实现同时模拟模型大攻角α和大侧滑角β姿态。