超临界自然层流翼型的数值优化设计

超临界自然层流翼型是在超临界翼型和自然层流减阻的基础上发展起来的,具有优良的气动特性,是发展新型干线客机的关键技术。本文采用数值优化方法设计超临界自然层流翼型,得到了性能比较优良的翼型。与在中国空气动力研究与发展中心二所的实验资料进行比较,说明本文的方法是可靠实用而又经济的方法。     

现代自然层流翼型的设计方法

本文介绍一种设计跨声速自然层流翼型的计算流体力学(CFD)方法。本方法采用“正反迭代、余量修正”设计原理,通过将跨声速翼型设计软件NPU-TD2D中的反设计程序进行改进,并与含有层、湍流混合边界层修正的跨声速层流翼型计算程序DLRBGKWALZ耦合,实现了在跨声速粘性流动条件下直接设计层流翼型。亚、超临界的设计实例和风洞验证表明,本方法可以在几个设计迭代内设计出压力分布、转捩位置及气动参数均准确收敛于设计目标的新翼型,是一种设计现代自然层流翼型的有效而实用的CFD方法。     

跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法

跨声速层流翼型设计须兼顾优良的超临界特性和自然层流特性,因而对设计方法提出了更高的要求。针对现有反设计方法和直接优化设计方法的不足,发展了一种适用于跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法。该方法引入了基于经验的局部流场特征作为反设计目标,翼型性能指标作为直接优化设计目标,然后加权形成了混合反设计/优化设计总目标,并同时考虑了气动和几何约束。优化算法采用基于自适应并行加点技术的代理优化,流动数值模拟采用耦合基于线性稳定性理论的e^N转捩自动判定的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器。针对现代中短程民用客机需求,以NPU-LSC-72613翼型为基准,开展了层流翼型减阻的混合反设计/优化设计。分别将局部目标压力分布、总阻力作为反设计和直接优化设计目标,得到了较好的优化结果,验证了方法的有效性。经过2轮优化结果显示混合反设计/优化设计总目标显著下降。所设计翼型吸力面局部压力分布与目标压力分布基本一致,总阻力下降15.5%;吸力面和压力面层流范围均大于55%倍弦长,激波强度显著减弱,说明所设计翼型同时具有优良的超临界和层流特性。将所设计翼型配置到机翼上,通过三维数值模拟进行校验,结果显示所设计跨声速层流机翼升阻比提高了6.64%,在一定升力系数范围内,气动性能均有显著提高,验证了所设计跨声速层流翼型在机翼设计中的适用性。     

一种跨声速翼型设计方法及设计诸例

本文采用正反迭代、余量修正的设计思想,发展了一种能迅速达到指定目标压力分布的跨声速翼型设计方法。提出了推导各积分的解析表达式取代数值积分、加权光顺过程、直接含粘性迭代和进行矩阵状态分析等有效的改进措施,克服了现有设计方法中的主要缺陷。在设计软件中,正计算程序作为一个“插件”与反设计部分耦合,因此可以方便地与新的正计算方法组合以提高整个设计系统的先进性。对多种超临界、无激波、自然层流压力分布及低速翼型的设计实例表明,本方法只需少数几次设计迭代即可以设计出准确收敛于目标的新翼型。     

现代超临界翼型设计及其风洞试验

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。     

自然层流翼型高雷诺数风洞试验研究

针对所设计的自然层流翼型,在高速风洞中开展了自然层流翼型高雷诺数风洞试验研究。试验运用了测压和红外成像等技术手段,在马赫数Ma=0.74和雷诺数Re=1.5×10~7条件下获得了压力分布、升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和红外图像。试验结果表明,在试验条件下,该翼型上表面能够保持良好的顺压梯度;该翼型具有良好的纵向气动特性;在迎角α=0°时,上、下翼面流动均能保持约60%的层流面积区。     

大型飞机空气动力学设计——北航朱自强教授访谈

大型飞机的安全性、经济性、舒适性与环保性的要求对空气动力学提出了新的挑战,需要空气动力学设计提供新的思想、新的概念,并在工程应用上得以实现.记者采访了北京航空航天大学航空学院的朱自强教授,他介绍了超临界翼型、自然层流翼型的特点和工程应用难点.以及发展大飞机需突破的空气动力学难题.     

二维翼型混合层流控制减阻技术试验研究

选择NACA0006系列层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件计算分析翼型表面压力梯度,结合对翼型后缘做局部优化修形增大顺压梯度范围以及在翼型前缘布置吸气控制单元并配套吸气装置形成混合层流控制减阻技术。风洞试验中应用红外成像技术测量翼型表面层流区域,探索研究了混合层流控制减阻技术的实用效果。试验结果表明：对翼型实施混合层流控制减阻技术后,明显增大了翼型表面的层流面积。     

超临界自然层流机翼设计及基于TSP技术的边界层转捩风洞试验

为了实现绿色航空节能减排的目标，层流设计技术成为飞行器设计者的研究热点。对于跨声速客机而言，超临界自然层流机翼设计技术将显著减小飞行阻力，提升气动性能，减少燃油消耗和污染物排放。首先，基于高精度边界层转捩预测技术耦合翼型优化设计系统，实现超临界自然层流翼型设计；经过合理的翼型配置，形成超临界自然层流机翼。转捩数值模拟分析结果表明，超临界自然层流机翼的层流流动特性良好。然后，以比例为1：10.4的试验模型在荷兰高速低湍流度风洞进行边界层转捩风洞试验，使用温度敏感材料涂层（TSP）技术拍照获得机翼表面在不同马赫数、雷诺数和迎角工况下的层流-湍流分布。最后，通过超临界自然层流机翼边界层转捩试验结果，探讨了该类型机翼的转捩特性随来流参数的变化规律，总结了超临界自然层流机翼设计的关键因素。此外，该模型也可用来验证边界层转捩预测技术在超临界、高雷诺数工况下的预测精度。     

多目标自然层流翼型反设计方法

 进行了基于扰动放大N-因子的目标压力分布设计方法的多目标自然层流（NLF）翼型反设计方法研究。流场分析和转捩位置计算用XFOIL程序,大大减少了计算花费。用N-因子设计方法进行有NLF范围要求和满足气动约束的目标压力计算,压力恢复段的压力分布用Stratford分离准则来进行设计。用基于响应面方法的优化方法来进行反设计计算,使用不含二阶交叉项的二次多项式模型的响应面模型,大大减少了构造模型所需的试验次数;设计空间内试验点的选取满足D-优化准则。根据设计目标的设计状态,进行了多目标翼型反设计。计算结果表明,设计结果的层流范围和设计目标基本吻合,该方法可以用于NLF翼型的多目标反设计中。     

高速自然层流翼型高效气动稳健优化设计方法

先进高速高升力自然层流(NLF)翼型的设计已经成为提高新一代高空长航时(HALE)无人机(UAV)性能的重要手段。然而这类翼型表面极易出现分离泡和激波等，尤其对于马赫数、飞行攻角等状态波动气动特性非常敏感，这导致传统的层流翼型设计方法设计的外形在面向工程应用中出现稳健性差，难以被工程使用。气动稳健设计(RADO)方法虽然是一种有希望的解决途径，但它遭遇了巨大计算花费的难题。为了解决这些问题，通过对影响气动稳健优化设计效率的关键技术进行研究，发展了基于自适应前向-后向选择(AFBS)的稀疏多项式混沌重构方法，极大改善了不确定分析(UQ)和稳健优化效率。同时，也发展了考虑多参数不确定的高效气动稳健优化设计方法，有效解决了传统翼型设计方法难以满足高速高升力自然层流翼型设计要求兼顾高升力设计、自然层流设计以及超临界设计的难题。最后使用发展的方法成功设计了一类具有典型特点的跨空域稳健自然层流翼型。结果表明设计的翼型相对于经典的全球鹰无人机翼型气动性能全面提升，同时低阻范围更大，气动性能更加稳健，从而验证了稳健优化方法的有效性和相对于确定性设计的优势。     

基于全速势方程的超临界翼型设计

基于全速势方程,完成了超临界翼型设计。首先分析了最优化设计和反设计两种常用的翼型设计方法的特点。综合考虑两种方法的利弊,选用最优化设计法。结果显示,设计理论和实施方法完全适合现代翼型设计,设计结果可以满足设计指标要求,诸如巡航状态下的升力系数、阻力系数、升阻比、攻角、翼型最大厚度及厚度位置、巡航效率、压力分布形态、激波强度等等。     

不可压缩实际粘性流体绕流孤立翼型的数值研究

本文提出了基于微分-积分方程组求解N-S方程的有限差分法求解不可压缩实际粘性流体绕孤立翼型流动。计算中采用了K-ε湍流模型结合考虑逆压梯度的壁面函数法,并导出任意非正交曲线坐标系下的压力修正方法和适用于大流通量的混合格式。分别计算了层流和湍流情况下带分离翼型绕流,与流动显示及实验数据比较表明,在预测分离点位置,翼型表面压力、平均速度分布、雷诺切应力uv方面,两者吻合,结果是满意的。     

未来高空长续航力概念飞机的超临界翼型设计

文章描述了工作于超临界速度条件下的一种新的未来高空长续航力飞机层流翼型的设计和分析，使用XFOIL和MSES计算程序设计、改进和分析翼型。这种翼型有足够的厚度和特性满足美国空军研究实验室的传感器飞机(SensorCraft)的一组要求，该飞机采用联合翼布局，前视图和俯视图都是钻石形的。这个传感器概念飞机的几何形状和工作高度及速度是决定翼型设计的条件。这种翼型的低阻区占了很大的升力系数范围。附面层转变位置在上表面位于弦长60％处，在下表面位于弦长70％处，其特点在于层流分离气泡的尺寸随着攻角增加而减小。与附面层转变参数一起进行了灵敏性研究以观察雷诺数和马赫数的影响，还需要进一步的实验工作验证这个设计。     

无尾布局翼型的DISC设计研究

采用DISC方法耦合N-S方程求解程序研究了无尾布局翼型的设计。通过NLF1015,RAE2822翼型的反设计表明,该方法可用于亚、跨声速翼型设计,具有简单、计算量小的优点。完成了翼型改进和新翼型设计,对某BWB飞机内翼段翼型进行了改进设计,采用人工干预对现有翼型压力分布进行局部修正,达到快速削弱激波、改善翼型气动性能的目的;针对小展弦比翼身融合布局内翼段新翼型设计,采用基于多目标多约束压力分布优化的设计思想,得到满足气动和几何约束的目标压力分布。设计结果表明,数值优化目标压力分布方法较易满足总体与气动的设计目标和约束。     

雷诺数变化对翼型边界层发展及失速特性的影响

翼型失速及其边界层发展是飞行器设计中的基础科学问题,而雷诺数变化对其影响很大。针对后缘失速翼型,采用Menter k-ω SST模型及耦合扰动放大因子输运方程的转捩模型,进行雷诺数变化对层流-湍流转捩边界层特性和失速特性的影响分析。结果表明:雷诺数增大时,对于转捩边界层,当地涡量雷诺数增大,转捩前移且分离泡减小,流动能量耗散减小,翼型整体表面剪切效应增强,动能更充沛,流动自持能力增强,压力分布可以维持较长距离的梯度抵抗分离能力增强;因此雷诺数增大使翼型失速迎角提高、升力系数增加。     

跨声速翼型设计

以给定的压力分布或速度分布作为目标，引入目标压力分布与保角变换模Ｈ的关系，给出求解流场和变换模Ｈ的反复迭代，逐步收敛到目标压力分布。通过积分变换模Ｈ就可以得到物理平面上翼型外形（ｘ，ｙ）的坐标，达到设计翼型的目的。以ＧＫ７２－０５－１２和Ｎｏ．７５目标压力分布为例设计出的翼型与相应翼型几何外形相当一致。     

自然层流翼套气动力测量飞行试验技术研究

针对层流翼型设计验证需求，以翼套形式开展飞行条件下的气动力测量技术研究。通过关键参数确定、试验机选取和测量方法筛选等试验设计，并实施测量方法优化和试飞方法确定，形成自然层流翼套气动力测量飞行试验技术。通过飞行试验对某型自然层流翼套进行了边界层转捩位置、压力分布和翼型阻力测量，对该技术进行了验证。试验结果表明，该技术使用可靠，可为后续层流飞行试验提供参考。     

高速自然层流翼型的设计与风洞实验研究(英文)

为了发展商务客机用的低阻力翼型,本文在荷兰科技大学TST27风洞开展了高速自然层流翼型的实验研究工作。为了减小测量技术对模型流场的干扰,提高测量精度,分别采用了IR,PIV以及阴影法等非接触测量技术。通过这些非接触测量技术的使用,对翼型的转捩位置、后缘分离以及升阻力等气动特性进行了测量研究。从实验结果可以看出,在小迎角范围内,翼型可以在其表面保持较长的层流段,并且后缘分离涡不会随迎角增大而向前发展,使翼型具有高升力、低阻力的特性。从实验结果和计算结果的差别可以看出,实验数据是可靠的,设计的翼型基本满足了设计要求。     

基于N-S方程的直升机旋翼翼型反设计方法

为了在实际旋翼翼型设计中考虑粘性影响,采用N-S方程为主控方程,建立了旋翼翼型流场求解方法。使用以Poisson方程为控制方程的网格生成程序生成围绕旋翼翼型的N-S粘性贴体网格,该网格生成程序能在反设计迭代过程中自动更新过渡翼型的粘性网格。在翼型流场计算及网格生成基础上,采用了MGM方程作为翼型反设计方程,建立了一套能够考虑粘性影响的直升机旋翼翼型的反设计方法。应用该方法,分别对二维NACA系列翼型、OA系列翼型、超临界翼型进行了反设计分析,获得了满足要求的二维旋翼翼型,并与目标值(压力分布、升力系数、阻力系数、力矩系数)吻合良好。