飞翼布局翼身融合特性研究

提出了融合度描述方法,通过建立统一的表面面元模型分析计算融合对气动特性和隐身特性的影响。采用响应面方法对基于几何模型的面元法计算结果进行修正,给出了最大升阻比和平均雷达散射截面积与融合度的关系曲线,为气动隐身一体化的翼身融合设计提供依据。     

翼身融合布局低速风洞试验研究

翼身融合布局(BWB)综合性能突出,是未来民用航空领域飞行器发展的必然趋势,研究BWB布局的气动特点及流动机理,对开展BWB布局设计具有重要的支撑作用。采用测力、丝线流动显示的风洞试验方法并辅以CFD方法,开展300座级BWB布局(BWB-1)低速气动特性、流动机理及通气发动机短舱影响研究。结果表明:与Early BWB、N2A布局相比,BWB-1具有更好的低速纵向气动性能,具有横向静稳定、航向静不稳定量值较小,航向增稳与控制难度较小等优点;揭示了布局的流动发展过程及具有和缓失速特性的物理原因;通气发动机短舱对提高最大升力及增加航向静稳定性有利,对横向静稳定性影响较小,但使得阻力和低头力矩增加;CFD纵向计算结果与试验基本一致,验证了CFD方法的有效性。     

翼身融合无人机参数化建模与气动特性分析

以亚声速翼身融合无人机概念设计阶段多学科设计优化为应用背景,提出了考虑操纵面偏转的参数化建模与气动分析方法:1)采用CST方法、CATIA二次开发技术建立操纵面未偏转和偏转构型的三维几何外形;2)采用Tcl语言编制具有容错能力的Gridgen脚本,划分网格;3)采用位流分析和工程方法计算气动特性参数.通过iSIGHT软件集成上述步骤,建立了自动化的计算环境,对某无人机进行了建模和气动分析,风洞试验验证表明方法满足概念设计阶段的精度要求.     

翼身融合布局低速验证机前缘缝翼设计

翼身融合布局是未来民机最有可能实现的非常规布局形式,其气动布局方案的验证通常采用缩比模型飞行试验的方式进行。以某翼身融合布局低速验证机为研究对象,以数值计算方法为基础,分析了其在飞行试验中存在的纵向和横向不稳定现象,提出了改善的方案——增加前缘缝翼。对此验证机进行前缘缝翼的气动布局设计、典型翼型的二维前缘缝翼设计和机翼三维前缘缝翼的气动设计,利用数值计算方法对设计结果进行纵向和横向分析。结果显示,所设计的前缘缝翼可以明显地增大验证机的失速迎角,改善其纵向力矩特性和横向特性。     

翼身融合飞机横航向操稳特性适航评估

翼身融合（blended wing body,简称BWB）飞机是未来民机的重要发展方向之一。分析了BWB飞机飞行特性并根据相关规章提出适航操稳特性要求,针对典型背撑式双发BWB布局飞机建立了六自由度飞行动力学模型,设计了反馈增稳控制律以满足飞行品质要求;并采用伪逆法设计了控制分配以完成多操纵面偏转的指令,基于系统仿真的方法对临界发动机失效情况下横航向操纵性和机动性开展了适航评估。仿真结果表明,该布局飞机在临界发动机失效情况下仍具有足够的剩余操纵性和机动性。     

微型扑翼飞行器升力特性研究

为了对微型扑翼飞行器升力机理进行探索性研究,本文利用西北工业大学微型飞行器专用风洞进行了扑动翼频率、风速、迎角、扑动翼弯度对其升力特性影响的研究.并且利用示波器对扑动翼扑动相位角和产生升力大小之间的关系进行了研究.试验结果表明升力特性的研究为微型扑翼飞行器总体设计和气动布局设计提供了一定的工程指导.     

一种高升阻比非常规翼身融合燕尾气动布局

未来高性能先进飞行器研发不仅对升阻比、最大升力系数等气动性能大幅提升提出了迫切需求;还面临更为严苛的总体/结构/隐身/飞控等各专业设计约束和要求。从飞行器平台总体顶层设计角度和工程应用背景出发;基于大有效容积隐身机身和高升力大展弦比隐身自然层流机翼;结合同时对机身/机翼、后体/燕尾进行几何和气动高效一体化融合等设计思想;开展了一种高升阻比非常规翼身融合燕尾气动布局设计优化与性能测试研究。CFD计算和风洞试验结果表明设计方案在马赫数0.194、雷诺数5.2×10⁵工况下最大升阻比约31.2;气动性能较为优异;同时基本纵向/横航向气动特性以及燕尾舵效等可满足飞控需求;红外转捩测量试验结果显示其自由转捩位置与层流翼型/机翼气动计算结果符合较好;表面流动分离丝线试验结果显示燕尾受到机翼下洗影响较为显著;后续可进一步开展深入研究。     

基于试验分岔分析的翼身融合飞行器纵向稳定性

针对翼身融合布局飞行器的纵向稳定性问题,基于分支和突变理论,求解迎角随升降舵变化的平衡分岔图,并对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合风洞虚拟飞行试验技术,发展了试验分岔分析方法,并设计了基于非线性动态逆的伪线性控制器,由此获得并分析了开环试验和闭环试验平衡分岔图。对比分析表明,理论分岔分析与开环试验分岔分析在小迎角范围结果基本一致,验证了试验分岔分析方法的可行性和准确性;翼身融合飞行器产生纵向失稳的主要原因是机翼表面流动分离,从而导致C_mα发生突变引起的;闭环试验分岔分析实现了翼身融合飞行器非线性全局稳定性控制,通过纵向非线性控制器,可以将不稳定平衡分支改造成稳定的平衡分支。     

翼身融合布局与传统布局飞机结冰特性对比分析

翼身融合（BWB）布局是提升未来民机综合性能的重要布局方式,其结冰飞行安全问题逐渐受到人们重视。针对翼身融合布局飞机与常规布局飞机的结冰问题,本文通过数值模拟的方法来开展结冰特性研究。本文提出基于Navier-Stokes方程对空气流场进行求解,并应用欧拉法计算水滴撞击特性,之后采用Shallow-Water结冰热力学模型的结冰计算方法。首先,通过将翼身融合布局飞机和传统布局飞机的计算结果与风洞试验数据进行对比,验证空气流场计算的正确性,并将两者进行对比分析;其次,数值预测飞机表面冰形的特征,将两种布局飞机结冰特性进行对比,结果表明,结冰对两种布局飞机气动外形的破坏程度从后掠翼翼根至翼尖逐渐变大,但传统布局飞机结冰只发生在机翼前缘和机头处,而翼身融合布局飞机前部几乎都发生了结冰,可为相关的结冰特性研究及防除冰设计提供技术参考。     

细长翼身组合体前体非对称涡特性研究

通过低速和高速风洞试验对翼身组合体的前体非对称分离涡气动特性的研究，以及对旋成体非对称涡进行了大量的资料研究，结果表明：本专题所研制的细长翼身组合体的前体在较大迎角下有多个非对称涡；迎角、旋成体的外形，尤其是头部的几何形状是细长前体出现非对称涡的关键因素。     

几何参数对叶栅失速流场的影响

利用热膜探针及装有高频响压力传感器的三孔探针,结合动态数据采集和处理系统,测量了孤立转子的失速流场。描述了失速团数目、失速团传播速度和周向范围与叶栅主要几何参数的关系。实验结果表明:增大安装角或减小稠度均使绕叶栅的气流参数沿周向的变化率趋于缓和;失速区与非失速区之间存在着复杂的质量交换,后者证实了失速区边缘处存在穿越流动现象。     

民用支线飞机失速特性优化中关于机翼上表面涡流发生器的研究

飞机在飞行过程中迎角超过临界值后,机翼上表面原本附着的气流开始发生大面积分离,此时升力系数随着迎角的增大反而下降,这种现象称作失速。当飞机失速时,操控会受到很大的影响,是一种危险的飞行状态。某民用支线飞机在试飞中发现失速特性主要受滚转失速的影响,在达到最大升力系数之前就出现了不可接受的失速特性,失速进入过程中,副翼操纵效率降低较快,快接近失速时飞机出现急剧的滚转。涡流发生器在民机中有广泛的应用,可以改善机翼的流动分离从而提高失速特性,并且有改动小、可行性高等优点。拟通过在机翼上表面安装涡流发生器的方法来改善某民用支线飞机的失速特性。利用数值计算等方法设计出涡流发生器的位置、高度、偏角以及数量等参数。通过低速高雷诺数风洞试验来验证涡流发生器的实际效果,最后得出几种效果可观的涡流发生器方案。     

FL-12风洞突风试验装置研制

论述了在FL-12风洞研制的垂直和水平两种突风发生器,两者都是通过电机驱动凸轮、凸轮带动连杆使叶片摆动,改变电机的转速和凸轮的偏心距来产生叶片不同的频率和振幅,同时还介绍了两种突风发生器的优缺点、安装方法以及减振隔振措施。通过突风流场的测量,得出：突风区域内左右和上下位置突风流场变化较小,前后位置突风流场变化规律为离叶片越近,正弦规律越明显,突风流场越纯正;离叶片越远,正弦风速受干扰越大,突风流场越不纯正;正弦突风流场的风速幅值与来流风速、叶片个数、叶片摆动频率和测点距叶片的风洞轴向距离有关,并且都是正相关的关系。最后简要介绍了突风响应及减缓两期试验,试验结果表明：突风发生器能产生均匀的垂直和水平突风流场,突风频率和强度均可满足弹性模型突风试验要求,FL-12风洞具备了突风响应试验研究技术。     

汽车风洞试验段流场的试验研究

以上海地面交通工具风洞中心全尺寸气动声学风洞1：15模型风洞为研究对象,采用三维热线风速仪,测量了该模型风洞内不同工况下试验段内流场的分布情况。通过所测流场内平均速度的分析,了解该模型风洞试验段内气流的定常流动形态,对比典型射流结构进行分析,得到了该开口式低速汽车风洞试验段内喷口处射流剪切层所特有的结构形态;通过对风洞试验段内不同截面处流场内部湍流强度的分析比较,了解了喷口射流剪切层内以及收集口处的湍流强度大小与分布情况。     

高超声速风洞流场非均匀性对气动力试验影响研究

高超声速风洞流场非均匀性是气动力试验误差的主要来源,但其具体影响程度还不能量化。以升力体飞行器模型和通气模型为研究对象,分别在CARDCΦ1m和Φ2m高超声速风洞中开展了“多位置试验”研究,得到了高超声速风洞流场非均匀性和常规气动力试验数据的影响关系,并对风洞试验数据重复性、初始不确定度、两座风洞试验差异等数据进行了对比分析。试验结果表明：高超声速风洞流场的非均匀性对飞行器气动力（特别是力矩特性）试验结果有显著影响,这种影响量已远超过常规的风洞重复性试验误差,甚至大于在AIAA-S071A-1999标准上建立的不确定度评估方法所获取的“不确定度”;选取流场马赫数偏差较小区域开展风洞试验可有效减小由流场非均匀性引起的气动力试验结果偏差。     

用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究

在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果。结果表明：软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性。在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力。由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的。     

带舵旋成体侧向喷流流场特性分析

针对带舵旋成体外形,来流马赫数为2.0,迎角为0°,10°和20°,喷口位于×字舵中间,首先开展了喷主流干扰流场的数值模拟与风洞实验校验,得到相符的喷口附近子午线压力分布,验证了数值模拟方法的可行性;然后根据数值模拟得到的喷主流干扰流场结构和流动参数分布,分析了喷主流干扰流场结构随迎角的变化特点;最后从喷口附近旋成体和尾舵表面压力分布的变化分析了喷主流干扰对气动力/力矩放大因子的影响.研究结果表明:随迎角增大,喷流前激波向喷口靠近,分离区减小,喷主流压比增大,喷流穿透高度增大;气动力/力矩放大因子均大于1.0,随迎角增大,放大因子减小.喷口位于×字舵中间时,喷主流干扰对喷流直接力有增益作用;×字舵的存在减弱了喷流的包裹作用,对流场起到了有利干扰.      

大型民机巡航状态下头部流动特性实验研究

高速巡航飞行时,机头的流动特性对大型民机的耗油率以及驾驶舱的舒适程度都有影响,民机高速巡航飞行时要求飞机头部尽可能不存在分离流动,高速气流在机头舷窗位置不出现激波。通过风洞试验．在FD-12高速风洞中得到了某民机头部的压力分布、彩色油流照片以及PIV宅间流场显示结果。试验结果表明：在巡航状态下,机头表面主要是附着流动,来流马赫数为0．82时,机头舷窗后方局部出现超声速区。     

Φ3 m高温风洞流场性能校准

中国空气动力研究与发展中心Φ3 m高温风洞是新建成的3米量级暂冲型、自由射流式高温风洞,采用空气/液氧/异丁烷三组元燃烧加热产生高压高温高速气体和真空抽吸联合运行。为评估该高温风洞流场性能,开展了风洞调试和流场校测试验。试验结果表明：风洞可模拟马赫数4～7、高度17～30 km飞行条件下的马赫数、动压、总焓、氧组分、时间等参数,最高总温2335 K;风洞流场品质好、均匀区尺寸大,喷管出口均匀区尺寸达到喷管出口直径的80%以上,均匀区内马赫数和总温偏差均优于2%;流向马赫数菱形均匀区大于理论预测值,流向总温均匀区呈直筒形分布;风洞长时间运行时流场参数波动小,马赫数和总温波动均优于2%。风洞具备了开展高速飞行器空气动力学、推进、材料与结构等试验研究的能力。     

2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试及流场校测

介绍了新研制的2.4m跨声速风洞槽壁试验段调试情况及流场校测结果。结果表明：该试验段边界层厚度、消波特性等满足使用需求,具有较大的流场均匀区,在M数为0.30～1.00范围内的核心流场M数分布均方根偏差满足GJB1179-91高速风洞与低速风洞流场品质规范合格指标要求,部分马赫数的均方根偏差达到或接近先进指标要求,可投入型号试验。槽壁试验段的成功研制提高了2.4m跨声速风洞承担大型飞机试验任务的能力,在中国大型飞机工程气动设计中将发挥重要的平台作用。