大型飞机高速气动力关键问题解决的技术手段及途径

大型飞机采用超临界机翼，并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点，其研制中必须解决好高升阻比机翼、翼身组合体设计，推进系统／机体一体化设计，抖振特性、静气动弹性特性预测及超临界机翼流动控制等高速气动力问题。要解决这些关键气动力问题，必须进行一系列相关的大型高速风洞试验，以及解决相应的试验技术问题。     

边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究

对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。     

飞机抖振问题研究现状综述

综述了国内外对于飞机抖振问题研究的现状。主要介绍了目前国外对于飞机跨音速激波－附面怪相互作用诱导的机翼抖振、低速大攻角下分离流诱导的机翼抖振、垂尾抖振的试验技术和理论方法、研究成果以及发展趋势。另外，也简单综述了垂尾抖振减缓的几种方法，并对这些方法作了评述。     

跨声速机翼抖振初始迎角N-S方程定常计算分析

 应用代数法和椭圆型方程优化相结合的方法生成翼身组合体块结构网格。采用有限体积空间离散法和五步Runge-Kutta显式时间推进法求解N-S方程。基于雷诺平均N-S（RANS）方程,选用Spalart-Allmaras（SA）一方程模型模拟紊流。根据N-S方程定常计算结果,采用升力曲线、俯仰力矩曲线、后缘压力发散、跨声速激波位置以及机翼表面极限流线等几种判据,对跨声速机翼的抖振初始迎角进行了合理的预测分析。     

NASA共同研究模型翼身组合体数值模拟研究

采用结构网格求解器WiseManPlus软件,对DPW5提供的NASA共同研究模型CRM翼身组合体构型进行数值模拟研究.采用雷诺平均N-S方程,选择SA一方程湍流模型和SST两方程湍流模型,开展了网格收敛性分析及抖振分析计算研究,评估了该软件对此类民机构型的阻力预测能力.按照DPW5的要求,采用会议统一提供的基准结构网格进行计算分析,研究结果表明,计算的巡航设计点的阻力及大攻角下的气动力系数与试验值吻合较好,达到会议统计分析平均水平.计算结果表明,所采用的结构网格求解器WiseManPlus软件计算精度较高,适用于大型民机高速巡航及抖振现象的数值模拟研究.     

鼓包对双立尾/三角翼立尾抖振的影响

为了研究鼓包对立尾抖振的影响,在北航的水槽和风洞中进行了在机翼头部放置了鼓包的75°后掠双立尾-三角翼的立尾抖振实验,采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验鼓包对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼机翼头部加上鼓包后,前缘涡涡核会发生弯曲和扭转,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在25°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,A1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无鼓包的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,前缘涡涡核的弯曲和扭转起到了减缓立尾抖振的作用。     

用欧拉方程计算机翼与翼身组合体绕流

本文用保角转绘加剪切变换生成三维机翼与翼身组合体Ｃ－Ｈ型网格，并在这类网格拓扑上，用有限体积法研制出可供分析机翼与翼身组合体绕流的三维欧拉方程计算程序。本方法的特色是改进了机翼表面网格点的分布，使机翼后缘与网格线一致；采用了当量机身，使机岙表面到对称面光滑过渡；嵌入了边界层粘性修正。改善了计算结果。数值计算表明，对粘性影响较大的超临界绕流，边界层修正效果显著。     

翼刀对双立尾／三角翼立尾抖振的影响

在北航的水槽和风洞中进行了加装翼刀的75°后掠双立尾／三角翼的立尾抖振实验,目的是研究翼刀对立尾抖振的影响。采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验翼刀对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼前缘涡涡核从翼刀上方经过时,会提前破裂,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在28°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,B1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无翼刀的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,频谱分析也能得到前缘涡提前破裂的结论,前缘涡的提前破裂起到了减缓立尾抖振作用。     

现代高性能飞机垂尾抖振载荷抑制问题的研究进展

飞机垂尾抖振问题是制约现代及新一代高性能战斗机使用性能的主要因素，垂尾抖振载荷抑制也是一个涉及多学科的气动弹性问题。综述了容克13、F15、F／A-18和F22等飞机发生抖振现象到近期的理论与实验研究，从机理上对其进行了分析和分类，并通过风洞试验进行的验证。介绍了研究者提出的被动控制、主动控制技术和研制的导流栅、扰流器和抖振载荷缓解系统以及进行的实际应用。提出对主动控制系统的控制律和智能材料的优化配置还需深入研究和探讨。     

机翼跨声速抖振数值模拟及模态分析

绕机翼的跨声速抖振流动是典型的复杂不稳定流动，对其非定常特性及失稳机制的研究具有重要的工程和学术价值。通过非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）仿真方法和动模态分解（DMD）分析手段，研究了CRM（Common Research Model）等典型机翼的跨声速抖振流动特性及其主要失稳模态。数值仿真结果表明机翼的跨声速抖振表现为多失稳模式下的宽频特性。除了激波的弦向失稳，还会伴随发生激波的展向失稳，它们都表现为低频特性。翼梢处的高频响应可能是由激波诱导的低频失稳与翼尖涡相互耦合形成。DMD分析结果显示机翼展长和后掠因素诱导了激波展向失稳模态。本研究对抖振流动的物理建模、控制及理解相关的气动弹性现象具有指导意义。     

L8飞机从风洞到飞行的抖振相关性研究

介绍了Ｌ８飞机抖振边界修正结果，并与同类飞机Ｌ２９飞行抖振边界进行了比较；给出了Ｌ８飞机抖振边和轻度抖振边界预测值。同时将预测抖振边界和试飞得到的抖振边界作了比较。     

控制超临界翼型边界层分离的微型涡流发生器数值模拟

本文基于任意曲线坐标系下的雷诺平均Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras一方程湍流模型,采用对接拼接网格技术和多重网格加速收敛技术,对安装有叶片式微型涡流发生器的超临界机翼翼身组合体进行了数值模拟,研究了微型涡流发生器的高度和弦向安装位置对超临界机翼附面层流动控制的机理以及对超临界机翼气动性能的影响规律。     

翼-身组合体绕流的Euler方程数值模拟

用代数方法生成翼-身组合体H-O型网格,并用有限体积法研制出翼-身组合体绕流三维Euler方程计算程序。该方法的特点是改进了机身与机翼表面网格点分布,机翼后缘有后掠时也能保证后缘与网格线一致。程序除能按常规提供横流截面展向压强分布外,还能提供弦向压强分布。对NASA TND-712的翼-身组合体模型的计算结果与实验符合很好。     

DPWⅢ机翼和翼身组合体构型数值模拟

采用亚跨超CFD软件平台(TRIP)数值模拟了DPW Ⅲ提供的DPW_W1/W2两种机翼构型和DPW-F6/F6_FX2B两种翼身组合体构型,主要目的是通过两种机翼构型和两种翼身组合体构型的数值模拟,研究网格密度对运输机构型气动特性计算结果的影响。数值模拟采用的多块对接网格来自AIAA CFD Drag Prediction Workshop Ⅲ(DPW Ⅲ),采用National Transonic Facility(NTF)的试验结果和CFL3D的计算结果作对比。详细研究了网格密度对两种机翼构型和翼身组合体的总体气动特性和压力分布的影响。采用SST两方程模型计算两种构型均得到了网格收敛结果,网格密度主要影响压差阻力而对摩擦阻力影响较小,计算结果较好地预测了机翼和翼身组合体外形优化前后总体气动特性的变化量。     

动力效应对民机高速抖振特性影响数值研究

民机的高速抖振通常是由机翼上激波诱导的分离所致,而发动机动力效应可能会对机翼上激波的强度带来明显影响.基于经过TPS标模及DLR-F6标模算例验证的、在多块结构化网格系统上求解雷诺平均N-S方程的数值方法,结合通过定常计算结果判定抖振发生原因及起始升力系数的方法,研究发动机动力效应对某民机巡航构型高速抖振特性的影响.结果表明:动力效应给基于通气短舱设计外形的高速抖振特性带来了不利影响,使其抖振起始升力系数降低约1.3％总升力系数.     

民机翼身整流影响分析与设计研究

针对某民机翼身组合体进行了翼身整流设计,以减弱机翼机身附面层之间的相互干扰,消除翼身结合处气流的分离,改善该民机的阻力性能。将翼身整流的多种设计方案(不同类型,不同安装位置,不同的几何尺寸等)配置到某民机翼身组合体模型上,用CFD方法对其流场进行粘性绕流数值模拟并对结果进行优化分析,得到了针对该民机减阻效果较好的翼身整流设计方案。     

展弦比为8的跨音速翼-身组合体内翼的设计研究

提出了亚音速设计程序对翼-身组合体的应用。由正、反面元法计算相结合的程序是基于精确的跨音速求解和当量亚音速压力分布之间的关系，后者是由速矢端线理论设计的一个在无激波翼型设计条件下通过应用亚音速面元法获得的。 文章主要研究内翼设计过程中由于气流的三维特性引起的几个问题，这种气流的三维特性影响了当量亚音速压力分布的确定。两种本质不同的研究方法后面有论述，在翼根处或是亚临界气流条件、或是超临界气流条件。研究表明对于在内翼上带有前缘延伸的机翼形状可以在翼根获得亚临界气流条件，换一种办法通过运用机身外形延伸到最初设计的一种机翼，在翼根处具有超临界气流条件。 对于名义上的无激波气流条件，目前提供的关于翼-身组合体的风洞试验结果证实了该设计方法在规定的气动特性下足以产生约束的内翼几何外形。     

JL-6飞机抖振边界试飞技术及相关性分析

主要介绍了JL-6飞机抖振边界试飞的试验技术、测试技术和数据处理技术,给出了JL-6飞机的抖振边界试飞结果;介绍了JL-6飞机的抖振风洞试验的试验技术、试验条件和抖振边界风洞试验结果;利用风洞试验和飞行试验得到的数据进行了JL-6飞机抖振边界相关性分析。     

三角形机翼前缘扭曲问题的理论和实验研究

本文研究了对较小展弦比的三角形机翼采取适当的扭转和弯曲,推迟气流前缘分离,使之在设计状态下实现最小诱导阻力的问题。文中理论部分,应用亚音速锥型流理论,提出了一种设计最小诱阻三角形扭曲机翼的解析方法,并对两个不同设计状态的算例进行了数值计算。实验部分,对带有三角形前缘扭曲机翼（设计状态:M_∞=0,C_L=0.20）和三角形平面机翼的两种翼身组合体,进行了纵向三分力试验,作了理论和实验结果的比较分析。结果表明:按本文方法设计的前缘扭曲机翼,其翼身组合体在设计状态下,实现了理论预期的最小诱导阻力值,组合体的升阻特性有了显著的改善。     

先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证

大迎角（AoA）机动飞行能力是先进战斗机的标志性指标之一，中国先进战斗机采用V型垂尾布局的气动设计方案，可充分实现其良好的大迎角机动可控飞行。飞机在大迎角机动飞行时，前机身分离流所产生的高强度脱体涡破裂后产生的非定常扰流将不可避免地打在V型垂尾翼面上，导致V尾结构发生严重的抖振，这不仅会影响飞机的飞行品质等性能，还会导致V尾结构的疲劳损伤，大幅增加飞机的使用维护成本。本文详细阐述了其研发设计过程中攻克的以下关键技术：全动V尾抖振风洞试验"刚/弹"组合模型的设计技术与风洞试验方法，抖振风洞试验的动态测试结果向飞机尺度进行相似转换的原理；基于RANS/LES混合算法进行V尾结构抖振响应的CFD/CSD耦合计算方法；基于正加速度反馈（PAF）的V尾抖振响应压电控制技术；V尾抖振动态疲劳载荷谱的编谱方法与试验实施方案。本文为解决中国先进战斗机、无人机V尾结构抗抖振动强度设计与验证建立了一套较完备理论分析技术、设计准则和试验方法。