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基于蜂群编队形式的气动耦合优化模型研究被引量：1: 2019年; 为提高小型蜂群无人机紧密编队协同飞行时的整体气动效率,强化系统作战效能,文中以某蜂群无人机平台为研究对象,对其集群编队飞行时的气动耦合问题进行了深入研究。针对不同作战任务场景,设计了几类以典型长-僚机编队为模块单元的编队飞行结构,利用耦合涡流模型的数值仿真方法,完成了双机编队单元的寻优设计,同时基于双机编队单元优化结果,运用遗传算法,得到集群飞行时,各无人机单元气动增量数据传递信息,并辅以计算流体力学仿真验证,确定了完整的气动数据传递体系。最终建立了多任务、多条件、多目标导向的气动耦合优化模型,实现了集群优化飞行策略方法,达到了作战能力倍增的效果。; 王辰黎军富佳伟姚富宽; 关键词：遗传算法

分离涡模拟和非线性声学方法求解腔体气动噪声对比分析被引量：4: 2016年; 超声速条件下内埋式弹舱通常存在明显的自持振荡现象并产生强烈的气动噪声。分别利用分离涡模拟(DES)方法和求解非线性脉动方程组的非线性声学方法,对来流马赫数为2.0条件下,长度与深度比为5.88的开式空腔进行了数值模拟。计算结果表明,非线性声学方法得到的各模态声压级量级与实验结果符合较好,而DES方法得到的结果偏小,幅值在5 d B左右;DES方法求得的各模态频率与实验吻合较好,而非线性声学方法求得的频率有一定偏差。产生这些差别的原因是DES方法能较为准确地捕捉噪声源,而非线性声学方法由于耗散小而能较好地模拟噪声传播过程。从两种方法所需的计算资源对比表明:DES方法要求较密的网格和较小的时间步,需要耗费较多的计算资源;非线性声学方法采用人工合成湍流的方法来模拟小尺度脉动,可以选择较粗的网格和较大的时间步从而节约计算资源。; 张群峰闫盼盼黎军; 关键词：气动噪声声压级

腔体闭式流动控制的实验和数值模拟被引量：2: 2008年; 利用数值模拟和风洞实验相结合的方法,研究了闭式流动腔体的流动特征及其设置圆柱控制杆后腔体内声压级(SPL,Sound Pressure Level)和压力分布的变化.数值模拟求解三维N-S方程,采用AUSM+计算格式,湍流模型采用Wilcoxk-ω模型.实验在0.6 m×0.6 m超音速风洞中进行,在腔体底部布置了40个常规静压测量点和15个动态测压点.研究表明,在外流为超音速流时,闭式流动的腔体底部压力变化梯度较大,腔体底部和后缘的测压点的SPL值和频率关系曲线中没有明显的SPL峰值.实施控制后,腔体底部的压力变化梯度减缓,在腔体后缘分离区内的测压点SPL值降低,而前缘分离区内的测压点SPL值增加.; 黎军张群峰曾宏刚李天; 关键词：腔体声压级

无人作战飞机(UCAV)数值计算与风洞试验: 无人作战飞机(UCAV)飞翼布局是一种高隐身气动布局。本文以UCAV飞翼布局的研究为例,对其气动性能作了理论研究和试验研究。在理论研究的基础上,最终建立了两种优选方案。在试验研究中,测试了飞翼布局的气动性能,并通过对计算...; 黎军刘波; 关键词：无人机隐身作战飞机风洞试验; 文献传递

偏流板回流对舰载机进气道温升影响分析被引量：12: 2016年; 为了探究舰载机起飞时发动机尾喷流撞击偏流板(Jet Blast Deflector,JBD)后反射回流对进气道温升的影响,以模型机和喷气偏流板为研究对象,通过求解三维雷诺平均纳维-斯托克斯方程和Menter SST湍流模型方程,对舰载机准备起飞时的飞机内、外流场进行了数值模拟。利用线积分卷积方法对流场进行了可视化显示,分别研究了JBD不同倾角以及不同环境风速情况下,喷流回流对进气道温升的影响。计算结果表明:环境风速保持不变,在JBD倾角由30°逐步增大到60°的过程中,进气道出口截面面平均温升(ΔTav)总体呈增大趋势,当倾角由45°变为50°,进气道出口截面面平均温升陡增;对于特定的JBD倾角,在环境风速逐步增大过程中,存在一个临界风速,当风速小于临界风速时,进气道出口截面ΔTav随风速增加而增大。当风速大于临界风速时,进气道出口截面ΔTav随风速增加而显著降低。计算结果对于偏流板布局选择具有一定的指导意义。; 张群峰闫盼盼高为民黎军; 关键词：舰载机倾角进气道

操纵面偏转绕流数值研究被引量：1: 2008年; 针对飞机操纵面偏转绕流计算的困难,本文介绍了一种窗口嵌入和面搭接的多块网格技术对飞机操纵面进行分解处理,在基本构型网格下嵌入偏转网格替代原有网格,选用Roe格式、LU-SGS时间推进方法和k-g湍流模式开展数值计算,计算结果与实验结果得到了很好的吻合。; 黎军张宇飞李天陈海昕; 关键词：操纵面多块网格

边界层厚度对腔体气动声学特性影响数值模拟被引量：3: 2016年; 为了研究来流边界层厚度对开式腔体气动声学特性的影响,基于分离涡模拟方法,计算了来流马赫数为2.0条件下,不同来流边界层厚度与腔体深度比时,长深比为5.88的腔体流动特性,得到了该腔体声压级的频谱特性.计算结果表明:随着来流边界层厚度增加,形成的剪切层稳定性增强,失稳后上下摆动幅度减少,失稳生成的大尺度涡与超声速主流的相互作用减弱,使得大尺度涡发展到腔体后缘时所具有的平动动能和转动动能降低.大尺度涡撞击腔体后缘在腔体内形成的气动噪声的声压级降低,最大减小幅度达7.5dB.同时各阶模态的频率也发生偏移,偏移值在100Hz左右.基于新的假设重新推导了Rossiter公式,明确了经验常数的物理意义,并以此解释了频率偏移现象.; 张群峰闫盼盼黎军; 关键词：声压级腔体剪切层

连接翼布局气动特性研究被引量：18: 2006年; 在一个小型低速风洞中进行了五种不同布局形式的连接翼方案实验研究。利用油流法研究了三种连接翼的流谱,初步分析了具有连接翼飞机的气流流动机理。为比较,同时对三角翼常规布局方案进行了实验,所有方案使用相类似的隐身布局机身。实验结果表明,连接翼布局有其特有的流型:翼面分前翼、后翼及外翼三部分,其流型受前翼涡、后翼涡、翼端涡、机身边条涡以及它们互相缠绕形成的新涡的控制。这些涡的产生、发展、离体和破裂的情况不同,形成不同方案气动特性的差别。连接翼布局气动特性优于常规翼布局,特别是最大升阻比可达12以上,失速迎角超过30°。通过前后翼后缘操纵面的有利组合,可以达到提高升阻比,满足纵、横向稳定性和操纵性要求的目的。结果显示,具有扁平机身的连接翼方案是一个有潜力的无人机布局形式。; 李光里李国文黎军蔡为民; 关键词：风洞实验流谱

激光片光流动显示技术在高机动飞机布局设计中的应用被引量：1: 2013年; 采用激光片光流动显示技术,针对某高机动布局飞机开展大迎角流动机理研究。结果表明激光片光流动显示技术具备捕捉复杂流动结构的能力,可以清晰观察双前翼布局大迎角下机头涡、第一前翼涡、第二前翼涡以及机翼涡等涡结构的生成、发展、融合等复杂流动结构的演化,并且揭示出涡结构扫略垂尾内侧使布局航向更加安定,偏转前翼将使旋涡绕流的涡心降低,造成布局升力提高,低头力矩增加。片光流动显示结果进一步表明,布局航向安定性不足,垂尾需要沿展向外移动,为布局深化设计提供了设计依据。; 赵霞黎军左林玄; 关键词：大迎角旋涡

内埋式弹舱与弹体相互影响的精细模拟被引量：6: 2016年; 为了研究内埋式武器舱弹体投放过程中下落弹体与舱体之间强烈的相互作用,利用基于Menter SST k-ω湍流模型的分离涡模拟方法,结合六自由度刚体动力学方程和重叠网格技术对某一简化开式弹舱和弹体模型的三维流场进行了非定常计算,利用非平稳信号处理方法平滑伪Wigner-Ville分布分析了舱内测点压力的时频特性。研究结果表明:在弹体出舱过程中,剪切层被破坏,导致舱体内流动状态发生较大改变,不再呈现开式舱体自持振荡特性,舱体内噪声的各阶单调声模态不明显,受弹体的影响,舱体内强度较高的涡结构主要集中于舱体后缘,使舱体后缘噪声水平升高;弹体出舱后剪切层迅速重建,自持振荡回路再次形成,舱体流动状态恢复为典型的纯空舱流动状态,但受弹体头部加速气流的影响,剪切层不稳定性增强,导致舱体内部噪声水平升高。弹体在出舱过程中由于剪切层影响受到抬头力矩的作用,使得弹体具有较大的迎角。弹体出舱后,在迎角的影响下,弹体开始受竖直向上的力和低头力矩的作用,竖直向上的力会阻碍弹体的下落。同时,弹体下落过程受舱体强非定常流场的影响,弹体受力也存在强烈的波动。研究结果为内埋武器舱优化设计和制定武器安全投放控制规律提供参考。; 张群峰闫盼盼黎军; 关键词：流体力学重叠网格

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黎军

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