剪切翼梢增升减阻机理

在计算与风洞实验的基础上 ,提出了机翼剪切翼梢气动布局 ,对平面形状与翼型进行了优化设计 ,达到了巡航状态与爬升阶段较高的增升减阻要求。计算采用涡格面元法与涡升力展向分布吸力比拟法相结合的方法 ,既能考虑气动力的非线性因素 ,又有较高的计算精度与速度。计算结果与实验数据十分吻合。通过分析得到 ,在矩形翼翼梢处增加具有较大前缘后掠角的梯形剪切翼梢有不仅增加机翼展弦比 ,且可改变展向环量分布 ,使其接近椭圆分布 ;剪切翼梢上的前缘涡可抑制翼端涡的作用 (使翼端涡强度变弱 ) ,并在剪切翼梢上产生附加升力     

民机翼梢小翼气动特性数值模拟分析研究

针对某民机翼身组合体加装不同翼梢小翼——融合式翼梢小翼和翼尖涡扩散器进行对比分析。用软件ICEM生成原始翼身组合体及加装不同小翼的翼身组合体的点对点对接多块网格技术生成高质量的数值计算网格,运用Roe三阶迎风偏置通量差分裂方法和隐式近似因子分解方法求解雷诺平均N-S方程。对两种不同翼梢小翼在巡航点进行数值模拟,得到合理的翼稍小翼几何参数;对比升阻特性数据,两种翼梢小翼都可以提高升力系数,减少阻力系数。相对原始翼身组合体,融合式翼梢小翼升阻比增加9%,翼尖涡扩散器升阻比增加6%;但翼尖涡扩散器在力矩特性上有较大优势。所得结论对民用飞机翼稍小翼设计工作具有较大的工程应用价值。     

前缘缝翼尾缘喷流对多段翼流场的影响研究

为了研究前缘缝翼尾缘剪切层对多段翼气动性能的影响,通过在前缘缝翼尾缘添加喷流的方式来改变缝翼尾缘处的剪切层。选取不同的喷流流量和流速等参数,利用CFD手段研究了喷流对缝道的速度分布以及多段翼各个翼面气动力的影响。多段翼二维非定常流场由有限体积法求解的二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程得到。分析结果得到:前缘缝翼尾缘添加喷流后对多段翼各个翼面压力分布和最大升力系数均有较大影响,其中,主翼最大升力系数、总的最大升力系数、前缘缝翼和后缘襟翼升力系数随着喷流动量系数增加而增加。     

昆虫翅悬停飞行中的三维空间旋涡结构

昆虫(果蝇)悬停飞行中,翅膀按照特定的拍动方式往复运动,产生非定常高升力维持身体的平衡.研究昆虫高升力机理,需要探索拍动翼运动引发的三维空间非定常流场的特性,尤其是三维空间非定常涡的发展变化过程.本文将氢气泡流动显示技术应用于动态模型实验,定性的观察拍动翼前缘涡(LEV)的发展破裂过程.并利用数字体视粒子图像测速,DSPIV(Digital Steroscopic Particle Image Velocimetry)技术,测得了拍动翼运动瞬时相位和相位平均的三维空间流场信息(速度向量场、截面涡量场、空间涡量场,以及三维空间流线),揭示了拍动翼展向流动的存在,并结合定性和定量方法多角度说明了前缘涡沿展向发展到破裂的流动结构,并说明了侧缘涡与前缘涡的相互影响.测量结果表明:在雷诺数960的情况下,拍动翼运动至相位时,翼面上前缘涡在距翼根约60%展长的位置发生破裂;翼根至破裂点之间,展向流动稳定,指向翼梢;破裂点以后,展向流改变方向,指向翼根.     

民用运输机着陆构型纵向失速特性改善研究

采用经风洞试验验证的CFD计算方法和网格生成策略,研究某大型民用运输机着陆构型纵向失速特性的改善措施,将全机分为七大部件:机身、内翼段、中翼段、外翼段、翼梢、短舱和平尾,分别分析各部件的影响。研究结果表明:内中翼段对全机俯仰力矩曲线上拐的贡献为负,恶化其气动性能可以在一定程度上改善全机力矩特性,但是与此同时会降低最大升力系数和失速迎角;翼梢小翼在低速大迎角时发生大面积分离,对全机俯仰力矩曲线上拐的贡献为正,修形后构型的翼梢前缘产生很强的空间涡,很好地抑制分离区的产生和发展,改善了全机俯仰力矩特性,但是简单的翼梢修形会增大巡航时的诱导阻力,需要在高/低速之间进行权衡;平尾对全机俯仰力矩曲线上拐的贡献为正,其中内襟翼翼根涡对平尾当地来流的影响最为显著,通过修形整流包可以很好地解决这个问题,使全机俯仰力矩曲线上拐迎角增加4°。     

翼梢涡的结构与控制方法探索

本文的研究目的是弄清机翼翼梢涡的结构及安装翼梢扰流片对翼梢涡的影响,研究方法是设计制作了几种不同的扰流片,分别把它们安装到一个基本翼的翼梢上,利用氢气泡显示法在槽中观察了无附加扰流自发安装不同扰流片时翼梢涡的结构和衰减过程,利用激光测速仪在水洞中测量了有无扰流片时翼梢涡的周向速度分布,给出了翼梢涡影响标度的衰减曲线。实验结果表明：扰流片对翼梢涡的初期结构有影响,但对翼梢涡的中、后期发展影响不大。     

双三角翼前缘剖面形状对涡运动的影响

采用数值模拟和理论分析相结合的方法,研究了前缘剖面形状对双三角翼涡运动的影响,分析了前缘剖面形状对三角翼、双三角翼涡运动影响的不同机理 :对三角翼,尖前缘可以形成组织最好的涡结构,但对于双三角翼,圆前缘生成的旋涡结构较靠近翼面,涡结构紧密,诱导能力较强,可以形成有利的涡涡干扰,使内翼涡通过剪切层向外翼涡输入涡量更加容易,合并涡变得更加稳定,推迟了涡破裂,而且由于涡较靠近翼面,因而可以产生较高的非线性涡升力,这同传统的认识是不一致的。     

高阶精度方法下的湍流生成项对低速流动数值模拟的影响研究

基于雷诺平均的Navier-Stokes方程和结构网格技术,采用五阶空间离散精度的WCNS格式,开展了SST两方程模型不同湍流生成项对低速流动数值模拟的计算分析。主要目的是为高阶精度格式在复杂外形上的应用提供技术支撑。计算模型包含了低速NLR7301两段翼型和Trap Wing高升力构型,研究内容主要包括不同湍流生成项对收敛历程、边界层湍流粘性系数分布、边界层速度分布、压力系数分布、气动特性的影响。在与试验数据对比的基础上,计算结果表明:对于低速二维流动,不同湍流生成项对收敛历程有比较明显的影响,对附面层湍流粘性系数分布和速度型影响不明显,不同湍流生成项主要影响主翼前缘的吸力峰值,进而影响升力系数和压差阻力系统;对于低速三维流动,不同湍流生成项对低速流动的收敛特性影响不明显,对翼梢涡的模拟精度有比较明显的影响,进而影响翼梢站位的压力分布和总体气动特性。     

轻型飞机翼梢减阻外形的风洞实验研究

介绍了三种翼梢减阻装置：后掠翼梢、分段后掠机翼和下弯翼梢。重点给出改变后掠翼梢的几何参数对减阻效果的影响。风洞实验表明,经优化设计的后掠翼梢可使诱导效率ｅ提高４％～７％。后掠翼梢使飞机纵向静稳定性增大。水洞实验表明,后掠翼梢减阻的原因主要是在有迎角时,翼梢前缘涡和后缘涡共问作用削弱了翼梢涡,从而减小了飞机的诱导阻力。     

后缘喷流对三角翼绕流影响的N-S方程数值分析

本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩Ｎ－Ｓ方程组,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟,求解中采用了Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ隐式近似因子分解格式以及ＭＭＬ代数湍流模型。计算结果说明,后缘喷流使涡核压强降低,使涡核速度增大,从而对三角翼前缘分离涡有稳定作用,并能增大上翼面的负压值和下翼面的正压值,从而可以增加部分升力。计算结果还说明,喷口面积或喷流下偏会使上述作用增强。     

Euler computation of the nearfield wake vortex of an aircraft in take-off configuration

Numerical simulations based on the three-dimensional Euler equations are used to investigate the predictive capability of an Euler code for calculations of the nearfield wake of a narrow-body airliner wind tunnel model in take-off configuration up to a half span behind the wing tip trailing edge. Simulation results on both structured and unstructured grids are presented. The results on the block-structured grid were obtained within the scope of the EU-project EUROWAKE. The simulation quality of the vortex formation and spatial development is analysed by comparison to wind tunnel measurements of the spanwise lift distribution available from the EU-project DUPRIN II and to experimental PIV data available from the EU-project EUROWAKE.     

C型机翼局部优化设计研究

以DLR-F4模型为基本外形,利用涡格法以诱导阻力最小为原则,优选出了C型翼翼梢几何参数.采用N-S方程数值求解方法,研究了C型翼布局各部件之间的流动干扰机理.针对机翼与翼梢之间的流动干扰产生局部激波和翼梢水平段产生负升力问题,采用C型翼梢翼型优化配置的方法.仿真结果表明,这一方法较好地克服了上述不利干扰,进一步提高了C型翼的升阻性能.     

Gurney襟翼对某型客机流动控制数值模拟

为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型,机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律;在机翼外侧区域,Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。数值模拟的结果还表明,Gunney襟翼可以提高客机的升力系数,而且不会给飞机流场带来明显的改变。     

翼尖涡流场特性及其控制

大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度.通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法.应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结构,给出了翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随迎角变化的规律.在机翼翼梢布置不同组合方式的翼梢涡扩散器,来控制翼尖涡.研究结果表明,正负90°和60°安装角的双翼梢涡扩散器可将翼尖涡涡核的静压增加60%以上.其旋涡强度削弱机理为:翼梢涡扩散器将集中的翼尖涡破碎分成两个或多个强度更弱的旋涡.在流体粘性的作用下,旋涡能量耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度.     

基于非定常面元/黏性涡粒子法的低雷诺数滑流气动干扰

针对太阳能无人机螺旋桨滑流与机翼的气动干扰,考虑了低雷诺数流动下气体黏性和压缩性影响,并根据黎曼边界条件和涡量等效原则建立了能够快速计算分析螺旋桨-机翼气动干扰的非定常面元/黏性涡粒子的混合方法。首先使用有试验数据的风洞模型以及数值模拟技术对混合方法进行验证,在此基础上研究了不同安装位置与工况下螺旋桨与机翼的气动干扰。结果表明:螺旋桨对轴向气流的加速以及滑流诱导的上洗和下洗效应使机翼气动力呈现出增升增阻的现象,机翼升阻比有所下降。较大的弦向间距以及较高的垂直安装位置在减缓机翼升阻比下降的同时也使得螺旋桨拉力有所减小。对于多个螺旋桨的气动干扰,不同的桨叶旋转方向导致机翼气动力不同的变化规律,当旋转方向与机翼翼尖涡反向时,螺旋桨滑流能够抑制翼尖涡的强度,提高机翼气动效率。     

组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×10^4,喷流系数（喷流与自由来流的动量比）Cμ=0.017。研究结果表明：组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用＂＋0-＂构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。     

单自由度扑翼模型脱落涡及其升力机制的实验研究

采用色流实验与particle image velocimetry(PIV)测量相结合的方法,对单自由度扑翼模型所产生的脱落涡进行实验研究,得到以下结论:①在扑翼上扑或下扑的过程中,前后缘处产生连续的牛角形涡环,且脱落涡均存在展向运动.②翼翅表面脱落涡的交替产生,使得翼翅上下表面交替产生不对称分布的压力差.③研究对象产生升力的条件是攻角与来流速度均不为零.④扑翼上扑和下扑过程中,脱落涡环量最大值均出现在单行程的3/5处.⑤脱落涡环量与扑动速度成正比.⑥相比上扑过程,下扑过程中翼翅对流场做功更多,在一个扑动周期内,这多余的能量转换为扑翼升力.     

三维多段机翼地面效应数值模拟

 通过数值模拟方法研究多段机翼的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,利用运动壁面边界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,多段机翼的升力、阻力和低头力矩均减小;迎角、展弦比越大,地面效应越明显,升力损失越大;升力的减小主要是由于地面效应导致机翼下方静压增大的气流通过缝隙进入机翼上表面流场,使得机翼下翼面压力的增加量小于上翼面吸力的减小量;地面效应使机翼上翼面翼尖容易发生分离;翼尖涡沿着展向方向向外移动,机翼诱导阻力减小。该文研究结果可以为大型飞机的增升装置地面效应设计提供参考依据。