大型飞机后体流动控制及减阻机理研究

通过数值模拟方法研究了大型飞机机身后体的流动特征和机理,并采用涡流发生器对机身后体流动分离进行控制,分析了其控制减阻的机理,讨论了不同参数对减阻效率的影响。计算结果表明:大型飞机机身后体流动分离是导致巡航阻力增加的一个重要因素;在后体底部附近安装涡流发生器,当来流迎角为负时减阻效果较明显,随着迎角的逐渐增大,减阻效果降低;涡流发生器的尺寸、周向距离、安装在机身后体上的前后位置、安装角度等参数对减阻效果具有显著影响。     

直升机尾部流动控制及减阻计算研究

本文基于计算流体力学(CFD)方法研究了直升机尾部流动分离的特征及机理,采用了加装导流片的方式对尾部流动进行控制,并计算分析了导流片的位置、安装角和尺寸对机身减阻效果的影响。计算结果表明,导流片能对机身尾部分离涡进行有效抑制,从而减小机身阻力;导流片安装在尾舱门与尾梁交接处两侧减阻效果较好,导流片尺寸对减阻效果影响显著,巡航状态选定的导流片方案相比无导流片机身可减阻15.8%,且可使机身横向静稳定性略有提升。     

大上翘机身后体设计方法

 在具有大上翘角的运输机机身后体设计中,目前国际上多以上翘角、长细比、收缩比和扁平度4种主要几何参数作为机身后体的设计原则。以国际上3种典型运输机为研究原型,构造了3种大上翘后体机身模型,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了3种机身的阻力与绕流特性,综合分析了上翘角、长细比、收缩比和扁平度4种几何参数对机身阻力和绕流特性的影响及其描述大上翘后体形状对阻力特性影响的适用性。研究结果表明：仅占总阻力15％～20％的压差阻力决定机身的阻力特性,机身减阻应从减小压差阻力入手;后体截面形状是影响压差阻力的关键因素,而扁平度不能准确完整地描述后体截面形状对压差阻力的影响,采用近圆度及其沿机身轴线的变化描述后体截面形状的影响更为合理。提出了应以上翘角、长细比、收缩比、近圆度和近圆度沿机身轴线的变化率5种参数为主作为大上翘机身后体设计原则。     

采用尾部隔板降低类客车体阻力的研究

针对类客车体（Ahmed Model）1：1.5模型,采用风洞试验和数值模拟相结合的研究方法,研究了在模型尾部安装多种构型的隔板对气动阻力特性的影响规律。通过分析各种构型隔板对尾流结构和尾部压力分布的影响,初步分析了尾部隔板的减阻机理。研究结果表明：①隔板须根据尾涡结构设计其参数和构型布置,才能达到较理想的减阻效果;②隔板以适当的参数及构型布置时,可以控制尾涡、提高尾部压力、减小压差阻力;③针对该文模型,当隔板宽度为60mm,距尾部后缘10mm,并以3横3纵构型布置时,模型阻力系数降低达15.58%。     

气动附加装置降低厢式货车后体阻力

在风洞中通过天平测力和静态压力传感器测压实验，研究了简易厢式货车模型安装背部隔栅气动附加装置后阻力特性和背部压力分布的变化。结果表明采用高度适当、布置合理的背部隔栅，可以使厢式货车后体侧缘的分离剪切层再附于隔板上并在隔板后缘再次分离。从而使厢式货车下游的分离尾涡区变窄，提高其背部压力，最终减小了厢式货车模型因后体分离引起的压差阻力。实验发现减阻效果最好的是采用的3横3竖形式、高度为50mm、距离厢式货车后体边缘30mm的隔栅，最大可以将模型的阻力减小7．19％。     

考虑发动机干扰的尾吊布局后体气动优化设计

针对尾吊布局飞机考虑发动机干扰的机身后体减阻优化设计问题,建立了适用于复杂构型的气动外形优化设计系统。该优化设计系统采用了自由形变(FFD)参数化方法和基于紧支函数的径向基函数(RBF)动网格技术、计算流体力学(CFD)技术、Kriging代理模型以及改进的微分进化算法。利用该系统对机身后体进行了减阻优化设计,总阻力减小了2.67%。流场分析显示,阻力减小得益于优化后改变了机身后体与短舱之间流管的形状,减小了与挂架产生的不利干扰,消除了流动分离,削弱了激波强度。优化结果表明,针对尾吊布局飞机后体减阻优化设计问题,所建立的优化设计系统具有较好的实用性。     

斜切尾钝头旋成体的减阻及其机理的初步研究

本文对于底部切角为21°的钝头旋成体模型采用了一系列不同的底部隔板装置,对其减阻效果及机理进行了初步研究。通过阻力系数的测量,研究了底部隔板的安装方式,隔板高度的变化等对阻力的影响。找到一种相当有效的减阻装置。通过进一步详细地测量底部压强和底部区的空间总压分布及流态显示,探讨了具有旋涡流动的近尾迹区流态特性及减阻机理。     

起落架舱对运输类飞机机身阻力特性的影响研究

通过对后体上翘的运输类飞机机身（机身＋起落架舱）的CFD数值模拟,研究了起落架舱对机身最小阻力攻角的影响。结果表明：对于后体上翘较大的运输类飞机,相对于净机身,加上起落架舱后,机身阻力增加,但最小阻力攻角明显减小。     

侧压式进气道内部阻力的参数分析

为明确高超声速进气道内部阻力的特点,并为进气道减阻设计提供参考依据,以侧压式进气道为例,分别以内壁面和捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下的阻力特性;以数值模拟为手段,给出了总阻力的大小及各项阻力的分配比例,并分析了进气道几何参数变化对阻力的影响关系。给出了侧压式进气道附加阻力作用表面的形状,讨论了附加阻力的特点。研究发现,内壁面总阻力中,压力阻力随收缩比增加而增加,约占总阻力的60%到70%;唇口前的溢流会产生“附加推力”而不是通常情况的附加阻力。     

亚声速飞机阻力源及减阻措施研究

为了降低亚声速飞机的阻力,提升运行的经济性,选择某一典型亚声速飞机为研究对象,分析了其阻力产生的原因及分类,提出了针对不同阻力源的减阻措施。数值研究结果表明,通过在机身后体加装涡流发生器能够减小摩擦阻力;加装侧鳍能够显著减小压差阻力,改善大迎角性能;使用拐折式翼梢小翼能够进一步减小诱导阻力。     

Reduction of base drag

The present paper gives a review of various existing methods for reducing base drag of two-dimensional and axisymmetric bodies having a blunt base. These methods include splitter plates, both thin and thick, splitter wedges, base bleed. boat-tailing and various types of serrated trailing edges. The effectiveness of the various devices in reducing base drag is shown and compared. In some cases their influence on the lift of an airfoil is also indicated.     

Experimental and computational investigation of hybrid formation flight for aerodynamic gain at transonic speed

The influence of the wing-tip vortex of leading aircraft on energy savings, quantified by formation aerodynamic force fraction of the following aircraft, is studied at transonic speed for a matrix of leading aircraft’s vortex locations. The research model adopts the hybrid formation of medium and large aircraft. The leading aircraft is scaled by 2.1%, and the following aircraft is scaled by 1.4%. An aerodynamic benefit “map” is developed to determine the optimum location of the following aircraft relative to the leading aircraft wake and to compare with experimental results, thus validating the use of CFD for the formation flight at cruising speed. The response surface model of aerodynamic gain effect relative to formation parameters is established via numerical calculation and wind tunnel test. The optimal formation parameters and the setting criteria of the study model are optimized. Results show that the wing-tip vortex of large aircraft significantly increases lift and reduces drag on the medium-sized aircraft following it. Reduced drag slightly increases with the flow direction position. With the increase of flow direction distance, the peak area moves from 15% of wing-tip overlap to 20% of overlap. In addition, the maximum drag decreases about 16%, and the maximum lift increases about 12%. The lift drag ratio of the optimal position is increased by 27%, which is twice as large as that of the same scale ratio aircraft formation. Results show that the increase of lift is mainly caused by the increase of suction peak and suction range.     

运输机大上翘机身后体参数影响研究

采用CFD方法研究了外形差异较大的三种大上翘后体机身的阻力与流动特性,分析了不同后体形状及几何参数的影响。压差阻力虽仅占机身总阻力的15~20%,但却决定总阻力的大小。在上翘角和长细比接近的情况下,扁平度是影响流动分离和压差阻力的主要因素。给出了后体设计的参数选择及应采取措施。     

串联布局飞行器级间冷分离气动特性研究

针对串联布局飞行器级间采用冷分离模式时的气动问题进行了风洞试验,研究典型亚声速、超声速下级间夹角为零时,两级气动特性随级间距离以及迎角的变化规律。结果表明,在所研究的级间距离范围内,两级相互干扰未被隔绝,两级的轴向力系数变化规律与马赫数、级间距离和迎角有关;二级法向力系数犆犖基本不受级间距离影响,而在迎角较大的情况下一级犆犖会随级间距离的增大而增大。     

Wing optimization of propeller aircraft based on actuator disc method

Propeller aircraft are widely used in general aviation. The rotating propeller has a strong effect on the aerodynamic performance of the wing. This paper uses an actuator disc to model the effect of the propeller. A wing optimization method is developed with the actuator disc method. Several wing optimizations with different slipstream settings are studied. The twist angle and airfoils of the wing are used as the design variables. The results show that the propeller slipstream and slipstream directions have a strong influence on the optimization process. Powered-on optimization with a slipstream can obtain better drag reduction results than unpowered optimization. The drag decomposition results show that most of the drag reduction comes from the form drag reduction. The symmetric “inboard-up” slipstream configuration is found to have the highest lift-to-drag ratios, which are 18.87 for the twist angle optimization and 19.15 for the airfoil optimization.     

具有机翼和立尾的尖头机身的不对称背涡及其气动特性

 在低速大迎角无侧滑情况下,翼身组合体(BW),翼身、立尾组合体(BWV)的侧力系数随迎角的变化规律与对应的单独机身的相应特性基本相仿。在有侧滑(|β|≤8°)的情况下,翼身组合体的侧力系数和偏航力矩系数随迎角的变化规律与无侧滑的情况也基本相仿。三种边条对抑制机身的不对称背涡在各种情况下均有显著效果。     

头部和后体对钝头体侧向力的影响

钝头体大迎角飞行时会出现随机的非对称流动现象,引起不确定的较大侧向力,进而使其偏离运行轨道。通过在钝头体头部施加人工扰动块可以固定其大迎角下的非对称流场结构,得到确定的侧向力,以利于改善钝头体的大迎角飞行特性及机动性。本文讨论了在头部人工扰动块主控流场结构的基础上,模型后体对侧向力影响的存在性问题,在迎角为50°、雷诺数为1.54×105的条件下,利用实验对周向角为90°和270°、子午角为10°的扰动位置的球形扰动主控下的侧向力影响因素进行了研究。发现钝头体大迎角下的非对称流动结构在头部主控的基础上,后体对非对称流动的影响不会消失,且其为影响头部扰动主控作用的重要因素。尽管模型后体的影响不会改变钝头体头部对于流场结构的主控地位,但会影响头部扰动控制的精准程度。所以在通过钝头体头部施加扰动进而得到确定的侧向力的同时,还需要减小模型后体对流场的影响,对其结构和加工质量进行优化,以更好地通过人工扰动主控流场结构。     

等离子体合成射流对钝头激波的控制与减阻

为了验证等离子体合成射流对超声速流动的流动控制和减阻效果,在考虑热完全气体效应的情况下,工程拟合等离子体热力学属性和输运系数,利用能量源项模型对超声速平板和球头等典型流场结构进行了数值模拟,并取得了与实验较为一致的结果。研究结果表明：对于马赫数为2的超声速平板流动,等离子体合成射流能有效干扰边界层的发展,并诱导产生一系列大尺度结构;对于马赫数为3的球头流场,等离子体合成射流能显著改变激波脱体距离与球头的阻力特性;在放电后第1个周期内,合成射流能使球头平均阻力降低6.3%,而在射流峰值情况下使阻力降低32.0%,激波脱体距离增加2倍,实现了激波控制和流动减阻的预期效果。     

类X?47B无人机菱形编队气动干扰数值模拟

设计了一种由4架类X?47B飞翼布局无人机（UAVs）组成的菱形编队。通过求解RANS方程的数值模拟方法,研究了菱形编队无人机气动干扰问题,详细分析了影响机理,定量给出了编队减阻效果。计算结果表明:头机气动性能基本保持不变。两侧僚机受上洗气流影响,其减阻效果明显。尾机主要受下洗气流影响,其阻力增大,对编队久航和远航不利。在重力配平条件下,两侧僚机飞行阻力的减小是由攻角减小和诱导阻力减小共同引起的。尾机在编队中飞行阻力的增大主要是攻角增大带来的阻力增加,诱导阻力增大仅带来了20%的阻力增量。从减小下洗气流对尾机的不利影响出发,对不同垂向间距的尾机升阻特性进行了研究,并参考雁群头鸟变换行为机制,给出了无人机菱形编队飞行建议。