高升阻比翼型和机翼的多点优化设计

研究并给出了一种适用于CFD计算的尾迹面气动力计算方法,并讨论了实现尾迹面法的气动力积分技术.数值算例的结果与传统的表面积分法的结果比较表明,尾迹面法的结果更接近于实验数据.结果还表明此计算方法利用CFD可给出工程允许的精度范围的阻力值,因此也可用于复杂外形的阻力优化计算.讨论了多目标优化及综合目标函数构造的方法;给出了基于N-S方程流场求解的高气动性能翼型的优化设计方法和算例;讨论了基于欧拉和N-S方程流场求解的三维机翼优化设计方法和算例.翼型和机翼的优化设计算例结果表明,优化设计计算方法可有效地提高翼型的升力系数和降低阻力系数,具有更高的综合气动性能;三维机翼厚度非线性分布和负扭角会改善机翼流场的流动状态、提高机翼的升阻比.算例结果也表明所提出的优化设计方法是正确和有效的.     

多段翼型地面效应数值模拟与分析

通过数值模拟方法研究多段翼型的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均平均Navier-Stokes(N-S)方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型,采用滑移壁面模拟地面的相对运动.计算结果分析表明:随着飞行高度的降低,多段翼型的升力、阻力和低头力矩均减小;升力系数的减小主要是由于地面效应引起...     

多段翼型高精度数值模拟技术研究

采用五阶精度的加权紧致格式(WCNS)数值模拟了NLR7301两段翼型、30P-30N三段翼型的复杂流场,主要目的是考核WCNS格式模拟多段翼型复杂流场的能力,研究湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N-S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应实验结果对比的基础上,详细研究了SA一方程湍流模型、SST两方程湍流模型、转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。研究结果表明,基于WCNS格式,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对边界层速度型和阻力系数的模拟精度较差;模拟实验的转捩位置可以改善边界层和尾迹区的模拟精度,提高阻力的数值模拟精度。     

大迎角水平振动翼型绕流的数值模拟

从涡量流函数形式的N-S方程出发,数值计算了大迎角水平振动翼型的粘性绕流问题,得到近场涡结构及非定常演化过程。探讨了振动频率、振幅及迎角对流场涡结构及翼型升、阻特性的影响。结果表明,振动频率及振幅增加有助于提高翼型的平均升力;过大的迎角不利于升力提高。     

一种工程实用的跨音速翼型多点优化设计方法

将N-S方程流场分析程序和SQP（序列二次规划）结合起来，发展了一种工程实用的跨音速翼型优化设计方法，用以提高翼型在多个设计点、多种约束条件下的气动性能。由N-S方程计算得到的升力、阻力等气动参数构成目标函数，用数值优化程序对其进行最优化。超临界翼型的设计实例表明，该方法设计质量高，所需机时少，易于实施，有较大的工程应用价值。     

带扰流板翼型的流场数值模拟

基于2D可压N-S方程,对带扰流板的翼型绕流流场进行非定常数值模拟.分别对迎角及扰流板偏角对气动性能的影响做了分析,结果表明,扰流板偏角固定,随迎角增大,升力曲线线性良好,阻力在正迎角范围内的斜率小于负迎角;迎角相同,扰流板偏角越大,升力越小,阻力则越大.扰流板后的流场是一复杂的周期性旋涡脱落过程,主要由板梢涡和后缘涡主导,两者相互作用,形成周期性旋涡脱落.     

多段翼型非定常地面效应数值模拟

发展了一种多段翼型着陆、起飞过程中非定常地面效应的数值模拟方法。针对着陆过程中翼型大位移运动问题,提出尽量保持翼型周围和尾迹区域网格随翼型做刚体运动的动网格策略,并采用一种简单的网格重构方法以保证翼型在整个下降过程中具有合理的网格分布。进一步建立起多段翼型非定常地面效应N-S方程计算方法,可应用于起降过程中多段翼型考虑非定常地面效应的实时数值模拟。NACA0012翼型和GAW-(1)两段翼型匀速下降过程的非定常升力计算结果均和相应准定常状态(下降速度折合为来流迎角)相吻合,说明了方法有效性。GAW-(1)两段翼型非定常和下降速度折合迎角加至翼型的准定常计算比较表明:多段翼型升力均随离地高度减小而降低,而非定常地面效应的影响随着离地高度的减小先小于准定常地面效应,而后有所增大。     

结合响应面法与网格法的低速翼型优化设计

本文首先了介绍响应面法和网格法的基本原理,翼型绕流场分析使用有限体积法空间离散和RUNGE-KUTTA时间迭代格式进行N-S方程计算,由翼型表面压力和摩擦力数值积分得到升力和阻力.然后,以NACA0012和GAw-1为算例,结合响应面法和网格法进行低速翼型的减阻优化设计,算例表明:在应用响应面法进行低速翼型优化时,采用...     

30P-30N多段翼型复杂流场数值模拟技术研究

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP2.0)数值模拟了30P-30N多段翼型的复杂流场,主要目的是考核湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N-S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了SA一方程湍流模型、SST两方程湍流模型、不同的转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文的研究结果表明,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对速度型的模拟精度较差;模拟试验的转捩位置可以改善主翼附面层与前缘缝翼边界层尾迹区的模拟精度;采用微吸气技术推迟前缘缝翼的转捩位置,可以进一步提高缝翼尾迹区的数值模拟精度。     

基于N-S方程的跨声速翼型多目标多约束优化设计

本文将粘性流场分析和数值优化方法耦合起来，发展了一种跨声速翼型设计方法，用以提高翼型在一个或多个设计点、在多种约束条件下的气动性能。由粘性流场分析程序计算得到的升力、阻力等气动参数构成目标函数，数值优化程序对其进行最小化。粘性流场分析采用了雷数平均Ｎ－Ｓ方程，这比过去翼型设计中使用的全速势方程或Ｅｕｌｅｒ方程更能模拟流动的本质，因而设计结果的可靠性大大提高了。优化算法采用传统的拟牛顿法（Ｑｕａｓｉ     

大展弦比运输机标模高升力构型设计与评估

介绍了中国航空工业空气动力研究院基于分层策略遗传算法的多段翼型优化设计工具和高升力构型计算评估方法,参照国内外大展弦比运输机指标为FL-9增压风洞设计了高升力构型标模,为检验标模气动性能,在法国ONERA F1风洞进行了一系列风洞试验和采用UNSMB平台进行了数值模拟。结果显示计算结果与试验结果有着较好的一致性,设计方案具有较好的增升效果。     

激励方式对多段翼型升力特性影响的实验研究

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要。通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主／被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能。在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径。采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式。结果表明：在GAW一1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加。     

Wake structure and similar behavior of wake profiles downstream of a plunging airfoil

Very limited attention has already been paid to the velocity behavior in the wake region in unsteady aerodynamic problems.A series of tests has been performed on a flapping airfoil in a subsonic wind tunnel to study the wake structure for different sets of mean angle of attack,plunging amplitude and reduced frequency.In this study,the velocity profiles in the wake for various oscillation parameters have been measured using a wide shoulder rake,especially designed for the present experiments.The airfoil under consideration was a critical section of a 660 kW wind turbine.The results show that for a flapping airfoil the wake structure can be of drag producing type,thrust producing or neutral,depending on the mean angle of attack,oscillation amplitude and reduced frequency.In a thrust producing wake,a high-momentum high-velocity jet flow is formed in the core region of the wake instead of the conventional low-momentum flow.As a result,the drag force normally experienced by the body due to the momentum deficit would be replaced by a thrust force.According to the results,the momentum loss in the wake decreases as the reduced frequency increases.The thrust producing wake pattern for the flapping airfoil has been observed for suffi ciently low angles of attack in the absence of the viscous effects.This phenomenon has also been observed for either high oscillation amplitudes or high reduced frequencies.According to the results,for different reduced frequencies and plunging amplitudes,such that the product of them be a constant,the velocity profiles exhibit similar behavior and coalesce on each other.This simi larity parameter works excellently at small angles of attack.However,at near stall boundaries,the similarity is not as evident as before.     

Robust design of NLF airfoils

 A robust optimization design approach of natural laminar airfoils is developed in this paper. First, the non-uniform rational B-splines (NURBS) free form deformation method based on NURBS basis function is introduced to the airfoil parameterization. Second, aerodynamic characteristics are evaluated by solving Navier-Stokes equations, and the γ-Re_θt transition model coupling with shear-stress transport (SST) turbulent model is introduced to simulate boundary layer transition. A numerical simulation of transition flow around NLF0416 airfoil is conducted to test the code. The comparison between numerical simulation results and wind tunnel test data approves the validity and applicability of the present transition model. Third, the optimization system is set up, which uses the separated particle swarm optimization (SPSO) as search algorithm and combines the Kriging models as surrogate model during optimization. The system is applied to carry out robust design about the uncertainty of lift coefficient and Mach number for NASA NLF-0115 airfoil. The data of optimized airfoil aerodynamic characteristics indicates that the optimized airfoil can maintain laminar flow stably in an uncertain range and has a wider range of low drag.     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律。实验结果表明：在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加。高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比。同Gur-ney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。     

典型直升机旋翼翼型气动特性试验研究

采用高升阻比特性的翼型是提高直升机旋翼气动性能的关键。对在典型的OA309旋翼翼型基础上开发的CH309翼型,进行了低、高速气动特性风洞试验研究。试验分别在FL14风洞和NF-6风洞中进行,采用表面测压和尾耙型阻测量技术。试验结果表明：CH309翼型的总体性能优于OA309翼型。试验结果为直升机旋翼设计时翼型的选取提供了参考。     

低速两段翼型的数值模拟

在多段翼型风洞实验中,很难观察翼型不同迎角下主翼、襟翼上的绕流及缝道流动。使用了O-H型混合的结构化网格,采用k-ε二方程湍流模型求解可压的N—S方程来模拟二元风洞中两段翼型的流场。计算结果与实验进行了比较,结果表明：计算与实验结果吻合良好,说明本方法可以较好地模拟两段翼型的绕流,并能很好地显示流场的变化情况。另外,从结果中可以看出：随着迎角的变化,主翼尾流和缝道间的流动对襟翼附面层分离有很大的影响作用。     

翼上螺旋桨构型耦合气动特性及翼型优化设计

针对半环形式翼上螺旋桨构型，研究了螺旋桨-机翼耦合流场特性，并以短距起降（STOL）状态最优升阻特性为目标对机翼翼型进行全局优化。首先，针对螺旋桨-气动面耦合构型，通过动量源法与真实桨叶模型CFD的计算对比，分析动量源法用于该构型设计分析的可行性。其次，为得到有利于桨-翼耦合特征的新翼型，建立了翼上螺旋桨构型自由型面变形（FFD）参数化模型，采用遗传算法对翼上螺旋桨构型机翼翼型进行全局寻优设计，分析了优化翼型参数及流场变化规律。最后，将优化翼型用于三维半环形机翼，分析其流场特性与二维计算结果的异同，验证二维翼型优化的有效性。结果表明：真实桨叶多重参考系（MRF）方法不能准确计算翼上螺旋桨构型下的流场结构，而动量源法计算结果与真实桨叶滑移网格非定常方法较为吻合；采用二维动量源CFD方法进行翼型的遗传算法优化是有效的，受半涵道的保护，二维优化翼型的优势在三维构型中得到了有效继承；翼上螺旋桨构型的翼型优化应当着重关注翼面曲率变化，在本文计算状态下，通过增加桨盘附近翼面曲率、保持附着流动来加强Coanda效应，有效实现了气动增升，优化后机翼升力提高了22.51%，显著减弱桨盘后高压区并产生二次吸力峰值，同时保持了机翼负阻力特性。     

翼型极大迎角风洞试验技术研究

在NF-3风洞的二元试验段开展了翼型极大迎角（±180°）条件下气动特性的试验技术研究。针对翼型极大迎角风洞试验的洞壁干扰,提出了风洞壁压信息洞壁干扰修正的改进方法。试验结果表明,发展的试验技术和提出的洞壁干扰修正方法适合于翼型极大迎角试验。     

椭圆翼型低速气动特性研究

为对椭圆翼型的低速气动特性进行研究,通过不同相对厚度椭圆翼型气动特性的数值计算和分析比较,选取16%相对厚度椭圆翼型作为试验翼型,在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内对此翼型的低速气动特性进行了试验研究,试验采用表面测压和尾排型阻测量技术.试验结果与数值计算结果的对比表明,在较高速度和雷诺数下试验值与计算值吻合得较好,但在小速度和低雷诺数下试验值与计算值则相差较大,在升阻和力矩特性方面,椭圆翼型呈现出不同于传统翼型的气动特性.