大型飞机增升装置技术发展综述

高效的增升装置是现代大型飞机研制中的关键技术之一。详细介绍了增升装置的原理和现代大型飞机常用的增升装置类型及其支撑与驱动机构。增升装置设计是一个多学科多目标的问题,从气动性能要求、噪声要求和结构重量要求几个方面介绍了增升装置的设计目标。研究了增升装置的发展历程和气动计算与实验方法,最后提出了增升装置的发展趋势和新技术。     

增升状态下的全机位流数值模拟

研究了势流理论下的全机增升装置复杂外形气动力数值计算方法,该方法以低阶面元法为基础,具有计算量小、速度快的优点.复杂流动的粘性效应主要通过附面层粘性修正技术加以体现.采用该方法对某增升装置翼身组合体外形压力分布特性进行计算,并和风洞实验数据相比较,验证了方法的正确性和实用性.在此基础上对某型飞机真实复杂外形的压力分布特性进行了计算,为复杂外形飞行器增升装置的初步设计、方案选型与评估提供了非常理想的工程技术手段.     

基于eN转捩预测方法的增升装置失速特性数值模拟研究

基于三维可压缩Navier-Stokes方程耦合e~N转捩预测方法,对30P30N二维多段翼型和DLR-F11三维增升装置进行了数值模拟研究。计算结果表明,e~N方法计算得到的转捩位置与试验值符合较好,增升装置翼面特别是主翼和襟翼下翼面存在大范围层流流动,为提高增升装置绕流计算准度,计算中考虑转捩的影响是非常有必要的。相比全湍计算,e~N转捩计算升力系数与试验值符合更好,提高了增升装置大迎角失速特性计算准度。     

翼身融合民机扰流板增升技术

为满足翼身融合（BWB）民机增升装置简单、高效的设计需求，以配置三段高升力系统的BWB民机增升构型为对象，采用数值模拟方法研究了下偏扰流板技术的增升机理与设计原则。研究结果表明，设计合理的下偏扰流板能够将BWB民机增升构型设计点升力系数提高约20%；其增升机理集中体现为对缝道射流、流场能量分布、环量及其分布的控制作用。其应用于BWB民机增升装置的设计原则为：扰流板偏转后上表面延长线应与襟翼上表面相切，控制缝道宽度使增升装置环量增大并前移，控制扰流板偏度避免扰流板内段过早分离。研究还表明，受增升装置三维效应影响，扰流板下偏翼型上洗作用越强，则相应三维增升装置升力损失越大，并呈近似线性变化规律。下偏扰流板改造简单，且有助于简化襟翼作动机构，是一种很有潜力的增升技术，具有深入研究的价值和良好的应用前景。     

C919飞机增升装置工程应用技术研究进展

本文介绍了C919飞机增升装置设计团队关于CFD工程应用技术研究和试验研究的部分工作进展情况:初步搭建了增升装置气动计算软件平台,编写了三维几何成形程序和两套前置处理程序,提高了增升装置的设计效率和准确性;开展了等弦长带后掠半模(SCCH)和C919飞机增升装置构型半模(LSSS)低速风洞试验研究,验证了C919飞机增升装置设计方法和设计方案的可行性。     

大型水陆两栖飞机增升装置特殊设计综述

为掌握大型水陆两栖飞机增升装置工程设计的基本原理和主要技术,设计出满足较高气动力与水动力性能要求的高效增升装置,围绕两栖飞机增升装置的特殊设计方法开展了系统研究。通过对比分析两栖飞机与常规陆基飞机增升装置的技术特征与设计差异,在综合分析国内外典型两栖飞机增升装置的类型及设计特点的基础上,针对两栖飞机的快速性、喷溅性和抗浪性指标,对增升装置在使用和设计环节中相关影响要素进行了详细阐述。依据两栖飞机的使用环境以及使用要求,探讨了气动力与水动力耦合设计对两栖飞机增升装置的重要性,分析了水面喷溅、近水面效应、机构偏转限制等对增升装置的影响机理和影响规律,剖析了增升装置设计与抗浪指标的内在联系,对增升装置下偏量的选取方法给出建议。结合大量水动力、气动力试验和数值模拟数据,总结提炼出了与工程实际紧密结合的两栖飞机增升装置特殊设计原则。依据本文总结的设计方法完成的增升装置方案,已成功应用于我国正在研制的某大型水陆两栖飞机。通过风洞及水动力试验验证,结果表明该飞机越过阻力峰后未发生主喷溅冲击增升装置的现象,耐波性预报表明该飞机的抗浪能力满足预定的技术要求,从而进一步验证了本文提出的增升装置设计思路和设计方法的可行性,且具有较强的工程应用价值,可为两栖飞机增升装置的设计提供可靠的设计参考。     

CJ818高升力构型吹吸气流动控制研究

为满足飞机起飞和着陆时的各项性能要求,采用前缘吹气和后缘吸气流动控制技术,完成增升装置高升力构型设计优化。在原型机增升装置基础上,对多组不同吹吸气参数的增升装置翼型进行网格划分和CFD计算,在原构型缝道参数最优值的基础上进一步得到更好的气动性能。CFD计算验证表明:应用流动控制的增升装置相对其原型机增升装置在气动特性方面有很大改善,升力系数有明显提高。从而在起飞和着陆时,可以降低飞行速度,缩短滑跑距离,满足飞机气动性能和场域性能要求。     

基于粘性非结构网格的三维增升装置N-S方程数值模拟

应用基于粘性非结构网格求解N—S方程方法数值模拟了某型飞机三维增升装置的绕流。在物面附近粘性主导作用区域内，采用三棱柱型非结构网格，在其他流场区域，采用传统四面体非结构网格的混合非结构网格生成技术。湍流模型采用Spalart—Allmaras一方程模型，运用格心格式有限体积法，对控制方程和湍流模型方程进行数值离散。用四步龙格-库塔方法作显式时间推进，采用当地时间步长、隐式残值光顺等加速收敛措施．求解某型飞机全机带增升装置构型的粘性绕流流场，其数值计算与风洞试验结果显示了良好的吻合度。     

大型客机增升装置噪声机理与噪声控制综述

增升装置噪声是大型客机起降阶段总体噪声水平的重要组成部分。本文综述分析了增升装置噪声机理与噪声控制方法,指出了当前增升装置噪声研究中存在的几个关键难题。开展了高可靠性大涡模拟数值计算,利用相平均、本征正交分解、动态模态分解和相关性分析等方法,对缝翼噪声、襟翼尾缘噪声和襟翼侧缘噪声机理进行了深入研究,增强了对增升装置噪声机理的认识,研究结果有助于指导高效噪声控制方法设计。     

翼身融合布局民机克鲁格襟翼设计

翼身融合（BWB）布局是"绿色航空"发展目标的下一代大型民用飞机的理想布局。由于高度融合的外形特点，BWB布局难以通过应用传统增升装置实现低速增升与配平的协调设计。本文采用开缝钝头克鲁格襟翼提高BWB布局低速失速特性。首先，构建了克鲁格襟翼二维参数化方法，该方法符合克鲁格襟翼运动机构特点，可准确描述几何外形与缝道配置。其次，开展克鲁格襟翼几何参数与偏转角度的影响规律研究，分析流动形态与增升机理，提出设计原则。综合考虑外形、运动机构与遮蔽效应等设计约束，以提高增升能力为目标，开展前缘开缝克鲁格襟翼优化设计。优化设计结果满足设计约束，数值分析表明其增升能力比初始外形与经典缝翼均有明显提高。最终，采用前缘开缝克鲁格襟翼与后缘简单襟翼构建BWB增升构型，数值模拟与风洞试验结果表明，增升方案能够实现升力系数要求，降低了对配平能力的需求，减小了增升装置和高升力配平设计压力。提出的克鲁格襟翼设计方法不仅适用于BWB布局，也为传统布局民机增升装置设计提供了技术支持。     

大湍流度对超低雷诺数下翼型受力及绕流的影响

实验测量了超低雷诺数(Re=5 300)下 NACA 0012翼型在自由来流下的升力系数和阻力系数,重点研究来流的湍流度对升力系数和阻力系数的影响,并进一步通过对翼犁流场的研究揭示湍流度对翼型受力产生影响的机理.结果显示,低湍流度下升力系数和阻力系数均无失速特征;当湍流度提高,升力系数和阻力系数在12°～15°迎角下表...     

大型飞机后缘单缝襟翼空间机构设计方法与平台搭建

针对大型飞机总体技术要求和起飞着陆增升装置的设计要求,确定增升装置总体设计流程,详细介绍了后缘增升装置机构设计方法和平台,解决大型飞机后缘增升装置空间复杂机构的设计,以及后缘内外侧襟翼运动连续性和同步性问题。完成了后缘增升装置传动机构和收放机构在后梁上的布置,保证了收放机构的顺气流布置。     

基于 LES 方法的增升装置气动噪声特性分析

在气动噪声数值计算中,流场的求解精度对涡流扰动的细节计算以及声学的求解结果有着重要的影响。本文应用 LES 方法对增升装置的流场进行数值模拟,采用可穿透积分面的 Ffcows Wil1iams-Hawkings(FW-H)积分方法进行远场噪声计算。采用圆柱绕流算例对本文的数值计算方法进行了验证,验证结果表明：本文所使用的LES 方法能准确地捕捉到涡脱落、流动分离等非定常流动现象,可为远场气动噪声的计算提供精确的近场流动的数值解;基于 FW-H 的声类比方法能够精确高效求解远场气动噪声。在此基础上,对增升装置噪声产生的流动特性、远场特性、风速影响等进行了数值模拟研究。结果表明：缝翼产生气动噪声的主要原因是,流动在缝翼和主翼之间的凹槽形成的不稳定波以及缝翼钝后缘的小脱落涡;襟翼产生气动噪声的主要原因是,襟翼附近由于流动分离产生的高频的小尺度不稳定涡和低频的大尺度涡。     

飞机增升装置的数值模拟研究

增升装置的设计是飞机设计的一项极其重要的内容.本文通过多块网格技术生成计算网格,运用全湍流SST(Shear stress transport)模型和带有转捩修正的SST湍流模型对飞机三维增升装置的气动力特性和流场特征进行了数值模拟研究,通过对数值计算结果与实验结果的对比分析,研究了两种湍流模型的特点及其在飞机增升装置...     

高升力系统外形的数值模拟计算

分析和讨论了高升力系统外形无黏和黏性流动的物理特征,表明了流动现象的复杂性和求解的艰难性。深入研究了二维和三维高升力外形空气动力数值模拟计算的雷诺平均N-S(RANS)方程方法、计算结果、以及它们和实验数据的比较。二维结果表明压强分布、速度型等计算值和实验值吻合很好,但最大升力系数两者仍有差异。三维计算最大升力系数的结果与二维类似。还分析了影响计算结果的各种因素,包括计算网格、湍流模型、外形的几何模拟的逼真度等。特别指出了转捩模型研究对提高计算准确度的重要性。文中解释了研究高升力系统外型的数值模拟方法,以及同时发展能估算C_Lmax的工程半经验方法的重要性和迫切性。     

扇翼流动机理数值模拟研究

以扇翼的气动特性(高升力)为关注焦点,对扇翼流动的流场结构细节进行了数值模拟研究。对有推力二维Lockheed C-141超临界翼型进行数值模拟,验证和确认了扇翼流场的数值模拟方法,并数值模拟了扇翼旋转时的流场结构。结果表明,其高升力来源于固定翼部分上表面高速流动的射流,而这种射流正是由叶片旋转带动扇翼内部流体不断加速喷射得到的。扇翼内部的流动是复杂的非定常流动,存在多种尺度的旋涡、湍流边界层及二者的相互干扰等,使气动力高频振荡,进而可以预测相当的气动噪声是不可避免的。将算法应用于扇翼飞行器的外形设计优化阶段,得到了若干构型的气动性能,为下一步开展的无人机研制工作提供了指导。     

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。     

基于NURBS曲线的多段翼成形方法与验证

随着民机市场对大型客机的要求不断提高,增升装置的重要性日渐凸显。增升装置可以有效地提高飞机起降阶段的升阻性能。传统增升装置主要包括前缘下垂、前缘缝翼、后缘襟翼等。增升装置外形复杂,设计难度大,设计过程中不仅需要考虑多种增升装置之间的相互影响,还要考虑如何在不破坏干净构型气动外形的基础上实现增升装置的设计,并且增升装置外形精度对气动性能的影响极大,因此需要对其气动外形参数化设计方法进行研究。一套有效的增升装置气动外形参数化设计方法可以极大提高设计效率,缩减研发成本。基于NURBS曲线的可塑性和可控性,提出一种多段翼切割曲线参数化设计方法,实现了对多种干净构型增升装置的成形设计,并验证了该方法的可行性和通用性。     

NACA4412翼型低速绕流数值计算中湍流模型对比

使用Spalart-Allmaras(S-A)、SSTk-ω、Gao-Yong 3种湍流模型对NACA4412翼型低速绕流进行了数值计算,研究了尾迹流动松弛效应。对流项采用Roe格式离散,扩散项采用二阶中心格式离散,离散后的控制方程用多步Runge-Kutta显示时间推进法求解。计算中对翼型尾缘流松弛效应进行了分析,比较了翼型表面压力系数、速度剖面、雷诺应力等的分布,3种湍流模型总体上能够较好地模拟NACA4412翼型低速绕流。SSTk-ω模型对流动细节及升力系数计算最好,Gao-Yong模型对翼型平均速度剖面及雷诺剪切应力分布计算最准确。     

舰载机增升装置对薄翼型升力系数的影响研究

描述了增升装置在提高舰载机薄翼型升力系数方面的作用,观察到大偏角前缘襟翼小迎角时对翼型升力曲线的影响,并通过与试验现象对比,初步探讨了非线性作用形成的可能机理。利用数值模拟方法,通过有限元计算软件对相同流场中多种增升装置的升力系数进行了模拟与比较,从而达到合理设计舰载战机翼型的目的。CFD计算结果表明,所设计的二维多段翼型有良好的气动特性,升力系数得到提高,具有较好的增升效果。