耦合多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼设计

以某型手抛式太阳能无人机(UAV)模型为对象进行考虑多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼平面形状设计研究。首先,基于升力面理论发展了准定常求解多螺旋桨/机翼相互气动干扰问题的涡格法(VLM)程序,并采用建立参考翼型气动特性数据库的形式发展了相关低雷诺数修正(LRC)方法;然后,通过对翼型、低雷诺数机翼及单螺旋桨/机翼算例的数值模拟及与相关实验结果的对比,验证了本文数值方法具备模拟低雷诺数复杂流动问题的可靠性及准确性;最后,对某型手抛式太阳能无人机简化拉力多螺旋桨/机翼模型进行了直接优化设计及反设计,并通过具有较高精度的CFD准定常求解技术对优化结果进行了验证。结果表明:以CFD方法计算结果为参考,本文涡格法程序及低雷诺数修正方法能够准确高效地计算相关低雷诺数复杂流动问题;传统未考虑多螺旋桨滑流影响的设计机翼在实际螺旋桨工作状态下将偏离设计点,机翼气动特性得不到提高;考虑螺旋桨滑流影响的优化设计方法能够有效改善机翼阻力特性,相对应地,在设计状态下优化机翼总阻力能够降低19.52counts。     

一种给定拉力分布的螺旋桨设计方法及应用

从螺旋桨设计出发,通过设计合适的螺旋桨,得到有利的螺旋桨滑流形式,进而改善螺旋桨/机翼构型中机翼的气动特性。通过改变螺旋桨径向拉力分布控制螺旋桨滑流,提出一种根据给定拉力分布进行螺旋桨设计的方法,并验证方法的可行性。将最小能量损失设计的螺旋桨与不同拉力分布形式设计的螺旋桨应用于多螺旋桨/机翼构型中,研究螺旋桨变化对其后机翼气动特性的影响。结果表明：通过改变螺旋桨拉力分布能够改变螺旋桨滑流,进而改变后方机翼的气动特性。拉力分布较为和缓的螺旋桨,虽其本身效率有所下降,但能够对后方机翼带来增升减阻的效果,相比于最小能量损失设计结果,升阻比可提高994%。     

低雷诺数螺旋桨滑流对机翼气动特性的影响研究

深入研究低雷诺数滑流对机翼的影响,能够推进临近空间低速流动机理性研究,提供可靠的气动参数。参考某太阳能无人机,建立单螺旋桨计算模型,采用两叶螺旋桨,通过ICEM网格软件生成具有两个计算域的高质量结构网格,应用滑移网格边界条件,对模型进行数值模拟;分析低雷诺数螺旋桨滑流的发展和机翼在滑流作用下的非定常气动特性,研究不同螺旋桨位置对机翼气动特性的影响,计算结果表明螺旋桨滑流会很大程度地改变机翼表面压力分布和沿翼展的升力分布,对机翼升阻特性有显著影响,同时螺旋桨滑流可以抑制机翼表面层流分离泡的产生。     

基于气动载荷分布的螺旋桨诱导流场重构设计

基于分布式电推进飞行器创新性发展理念,以螺旋桨滑流耦合下机翼气动效率最优为目标开展螺旋桨诱导流场重构设计研究。首先,通过构建基于动量源方法的准定常数值模拟技术,建立了螺旋桨桨盘载荷分布与诱导流场特性之间的联系;然后,基于对螺旋桨桨盘气动载荷分布曲线的参数化控制,提出了螺旋桨诱导流场重构优化设计思想及设计方法;最后,通过相关设计结果的对比分析验证了所提出螺旋桨诱导流场重构设计思想及设计方法的有效性和可靠性。结果表明：与等拉力最小诱导损失螺旋桨相比较,基于所提出诱导流场重构设计思想设计得到的螺旋桨最优气动载荷分布耦合下的机翼气动效率得到显著改善,在本文设计状态下,机翼翼段计算升力相对提高10.40%,计算阻力相对降低7.05%,计算升阻比相对增大18.77%。     

低雷诺数分布式螺旋桨滑流气动影响

以高空长航时（HALE）太阳能无人机（UAVs）研究为背景,采用基于混合网格技术及k-k_L-ω转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程的多重参考系（MRF）方法,对3种螺旋桨-机翼构型的低雷诺数气动特性进行了高精度准定常数值模拟,在等拉力前提条件下,通过对比机翼气动力系数及表面流场结构特征分析了分布式螺旋桨（DEP）滑流对FX63-137机翼的气动影响。研究表明：螺旋桨滑流影响使得桨后总压及流速显著增大,这是机翼升力增大的主要原因,但同时机翼阻力特性急剧恶化,升阻比反而降低;螺旋桨滑流向机翼边界层内注入丰富湍动能从而抑制流动分离,扩大机翼表面湍流范围及附着流动区域;分布式螺旋桨滑流与低雷诺数机翼表面复杂流动相互作用显著,主要表现为滑流区域边界展向涡结构的产生。     

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。     

螺旋桨滑流与机翼气动干扰的非定常数值模拟

基于动态面搭接网格,求解非定常雷诺平均Navier-Stokes方程模拟螺旋桨滑流与机翼的干扰流动.分别对3种构型,即:单独螺旋桨十短舱构型、螺旋桨十短舱十机翼构型以及短舱十机翼构型进行流场数值模拟,对比分析了机翼对螺旋桨滑流流动结构的干扰,在滑流作用下机翼气动特性的改变以及机翼对螺旋桨桨叶气动力的影响.模拟结果表明:...     

螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法

螺旋桨滑流对飞机各部件的气动干扰造成飞机的俯仰力矩特性恶化，危害飞行安全。开展螺旋桨滑流对螺旋桨飞机俯仰力矩特性的影响机理研究和螺旋桨滑流作用下螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法研究十分重要。采用动态重叠多块结构网格，通过求解非定常雷诺平均可压缩Navier-Stokes方程，数值模拟了某螺旋桨飞机不同拉力系数下降落构型的绕流流场。结果显示螺旋桨滑流对机翼、平尾的气动干扰是导致飞机俯仰力矩特性恶化的主要原因，改进螺旋桨飞机俯仰力矩特性的关键是改进其平尾的升力特性。以拉力系数等于0.4时的降落构型为优化对象，开展了俯仰力矩特性的改进方法研究，包括降低平尾高度、改变平尾上反角、抬高螺旋桨轴线等方法。研究发现在不增大机翼对平尾整体下洗强度的前提下，减小平尾和螺旋桨轴线的垂向距离，可以明显地改善螺旋桨飞机的俯仰力矩特性。     

螺旋桨滑流对菱形翼布局无人机气动的影响

采用基于混合网格技术及k-k_L-ω转捩模型求解雷诺平均Navior-Stokes （RANS）方程的多重参考系（MRF）方法对带桨状态的低雷诺数菱形翼布局无人机（UAV）的气动特性进行了准定常数值模拟,通过对无人机带桨状态和干净构型的气动力系数及流场结构特性进行对比分析,研究了螺旋桨在不同安装位置时其滑流对菱形翼布局无人机气动特性的影响。研究结果表明,螺旋桨滑流并不总能提高无人机的升力特性;螺旋桨安装在机头及前翼时后翼受到螺旋桨滑流形成的组合涡系的影响,其气动性能有较大的变化;螺旋桨滑流对机翼的增升作用还受到机翼掠角和螺旋桨旋转方向的影响;受布局特性影响,当安装位置远离焦点时,螺旋桨滑流对无人机的俯仰力矩特性影响较大。     

模拟螺旋桨滑流的桨盘理论应用研究及验证

螺旋桨滑流对飞机气动特性有着非常重要的影响.所以,深刻地认识和预测螺旋桨与飞机部件之间的气动干扰,日益得到人们的重视.然而螺旋桨滑流与飞机其它部件之间的相互影响,一直是螺旋桨飞机设计中十分复杂的问题.引入基于动量理论的激励盘模型,通过求解三维雷诺平均的N-S方程,数值模拟了螺旋桨滑流对带发动机短舱的机翼气动特性的影响,并与实验值进行了对比分析.计算结果表明,方法应用于螺旋桨激励盘理论,能够较好地模拟螺旋桨滑流的效果,基本满足工程计算的要求.     

高空低雷诺数吸附式压气机叶型耦合优化设计

为了探究高空低雷诺数条件下吸附式叶型的气动设计特性,利用人工蜂群算法对低雷诺数吸附式叶型进行优化设计,该设计方法可以将叶型和抽吸方案进行耦合优化.并且对高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计的必要性进行了论证.研究结果表明:在地面条件下设计的具有较好性能的吸附式叶型,在高空低雷诺数条件下,性能有可能会显著下降,针对高空低雷诺数条件的吸附式叶型设计有很大必要性;针对研究对象,在高空低雷诺数条件下优化设计后总压损失降低了32%,静压升提高了0.01,并且优化设计后在地面条件下的性能也略有提升;在高空低雷诺数条件下,适当地增加吸附式叶型前段的负荷,通过抽吸来控制层流分离泡的设计效果最为理想;优化后得到的最佳抽吸位置位于层流分离泡中心区域.      

高雷诺数二维充气机翼构形的气动特性

针对基于二维充气机翼的构形特征进行高雷诺数条件下的气动特性分析.首先通过对二维充气机翼构形特征的设计，建立了描述逼近程度的误差参数和若干模型；进一步运用数值方法，通过与标准翼型的对比，分析充气机翼的气动性能及其误差参数的敏感性.数值结果表明:在高雷诺数条件下，充气机翼的气动性能相对于标准翼型有所降低.同时，结合对流场特征的分析，从机理上解释二维充气机翼与标准翼型气动性能差异形成的原因，即导致总的阻力系数明显增加的主要原因是其凹凸起伏的表面对充气机翼表面压力分布所引起的变化，局部压力升高从而大幅增加了压差阻力.      

高超声速飞行器宽速域翼型/机翼设计与分析

对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚跨超声速特性。首先,采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究,设计出了一种下表面具有双"S"形特征的新翼型。综合性能评估结果表明,该翼型相比于常规的高超声速翼型,在跨声速和高超声速下具有更加优良的气动特性;其跨声速状态下的升阻比达到78.9,高超声速状态下的升阻比达到5.94,能够实现宽速域内良好的综合气动性能。其次,开展了仿德国"桑格尔号"（SANGER）空天飞机运载机机翼的气动特性研究,对配置宽速域翼型与常规高超声速翼型的机翼进行了气动力特性综合对比分析。结果表明,配置新翼型的机翼在宽速域范围内整体气动性能更优,说明所设计的宽速域翼型在三维机翼上也具有一定的实用价值。     

基于CST方法的高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计

研究了一种基于类别形状函数变换（CST）方法的吸附式叶型优化设计方法,该方法可以在高空低雷诺数条件下对叶型和抽吸方案耦合优化.结果表明:优化之后在20km高空低雷诺数条件下总压损失降低了65%,静压升提高了0.02,气动性能得到较大提升.而且由于优化过程中罚函数的引入使得优化后吸附式叶型在地面条件下性能也有所提高.对于高空低雷诺数条件下吸附式叶型在抽吸位置之前适当的增加叶型负荷,再通过抽吸来控制附面层,效果最优.并且最佳抽吸位置位于层流分离泡作用区域内.在层流分离泡作用区域内抽吸可以完全消除层流分离泡对叶型性能的影响,并且可以较好控制附面层位移厚度和动量厚度的增加,有效地减小附面层内的动量损失.      

褶皱位置对蜻蜓滑翔翼气动性能的影响

改变昆虫翅膀的褶皱结构可以优化翼型的气动性能,有利于微型飞行器的气动设计。以蜻蜓翼作为参考,采用计算流体力学（CFD）的方法计算了攻角范围为0°~20°,雷诺数范围为700~2300时褶皱位于前缘、尾缘和中部位置时三种翼型的滑翔气动性能。结果表明:在不同攻角和雷诺数下,褶皱位于尾缘的翼型具有最大的升力系数和升阻比,滑翔气动性能最优;当雷诺数为1500,攻角为10°时,褶皱位于尾缘的翼型时均升力系数分别比位于前缘和中部的翼型提高了58%和82%,升阻比分别提高了49%和33%;这是由于尾缘褶皱中的涡起到了延缓前缘涡脱落的作用,使前缘涡更为集中,更贴近壁面。      

基于太阳能飞机应用的低雷诺数翼型研究

以太阳能飞机为背景,对低雷诺数翼型FX 63-137进行了折线型建模以拟合典型晶硅太阳能电池片对气动外形的影响,开展了气动数值模拟分析。首先引用"拟合优度"的定义描述本文折线型翼型轮廓与基准翼型(Baseline)的吻合度,并以此参数为变量建立5种折线型翼型模型;然后,采用计算流体力学(CFD)方法计算分析了不同雷诺数下各折线型翼型的气动特性,并着重研究了低雷诺数下折线型翼型的绕流机理;最后,基于工程应用实际的需求,提出了晶硅太阳能电池片的铺设方法也即折线型翼型设计思想准则,并进行算例验证。研究结果表明:低雷诺数条件下,折线型翼型升阻性能相比光滑翼型在一定程度上表现出了优势,但随着雷诺数的增加,升阻方面的优势逐渐消失;折线型翼型压力分布受各折线段长度影响,前缘吸力峰值、压力平台范围以及压力恢复区分布特征是决定折线型翼型气动性能的主要因素;通过设计的算例验证了本文提出的折线型翼型设计思想的可行性。     

Aerodynamic performance enhancement for flapping airfoils by co-flow jet

Introducing active flow control into the design of flapping wing is an effective way to enhance its aerodynamic performance. In this paper, a novel active flow control technology called Co-Flow Jet (CFJ) is applied to flapping airfoils. The effect of CFJ on aerodynamic performance of flapping airfoils at low Reynolds number is numerically investigated using Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes (URANS) simulation with Spalart-Allmaras (SA) turbulence model. Numerical methods are validated by a NACA6415-based CFJ airfoil case and a S809 pitching airfoil case. Then NACA6415 baseline airfoil and NACA6415-based CFJ airfoil with jet-off and jet-on are simulated in flapping motion, with Reynolds number 70,000 and reduced frequency 0.2. As a result, CFJ airfoils with jet-on generally have better lift and thrust characteristics than baseline airfoils and jet-off airfoil when C_μ is greater than 0.04, which results from the CFJ effect of reducing flow separation by injecting high-energy fluid into boundary layer. Besides, typical kinematic and geometric parameters, including the reduced frequency and the positions of the suction and injection slot, are systematically studied to figure out their influence on aerodynamic performance of the CFJ airfoil. And a variable C_μ jet control strategy is proposed to further improve effective propulsive efficiency. Compared with using constant C_μ, an increase of effective propulsive efficiency by 22.6% has been achieved by using prescribed variable C_μ for NACA6415-based CFJ airfoil at frequency 0.2. This study may provide some guidance to performance enhancement for Flapping wing Micro Air Vehicles (FMAV).     

高高空长航时无人机翼型优化设计研究

针对高高空长航时无人机的特点和使用要求,开展了高高空长航时无人机翼型的优化设计研究.为了提高采用遗传算法的气动优化设计的效率,将分布式计算与遗传算法相结合,形成了基于遗传算法和分布式计算的气动优化设计方法,并将该方法与基于反设计概念的工程方法相结合进行了高高空长航时无人机翼型的气动优化设计.设计实践表明,该方法是可行的,设计出的翼型是能够满足工程需要的.     

低雷诺数小型无人驾驶飞行器气动设计

讨论了当前固定翼小型无人驾驶飞行器(SUAV)的发展.分析了低雷诺数小型飞机的空气动力特性,包括对升阻比和分离气泡的影响.根据设计性能指标,进行总体参数估算,完成了两种方案的外形设计,分别采用了正常和无平尾的布局形式,进行了不同的低雷诺数翼型和机翼配置,并对设计结果进行了气动分析.讨论了两种布局形式的优缺点,包括起降性能和稳定性,完成了总体气动方案的初步设计.