高升力标模确认计算研究

针对高升力标模NASA Trapwing全展襟翼构型展开确认计算研究。采用N-S方法,预测高升力模型的流动状态,分析高升力的流动现象及机理,评估自主研发的WiseManPlus软件及WoF90软件预测高升力流动的能力。通过对网格生成、计算策略及数据分析等各个环节进行分析,制定出一套适用于高升力模型工程应用的CFD计算方法,得到与实验值吻合较好的计算结果。结果表明,目前所采用的结构网格求解器WiseManPlus软件及混合网格求解器WoF90软件计算精度相当,适用于模拟高升力流动。     

HiLiftPW-3高升力构型数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes方程和拼接网格技术，采用MUSCL-Roe格式和Spalart-Almaras一方程湍流模型，对第3届高升力构型性能预测会议提供的两组高升力标模进行了数值模拟，主要目的是确认本文计算方法模拟复杂高升力构型的能力。研究内容主要包括高升力构型网格生成技术、网格收敛性研究及气动特性数值模拟。通过与JAXA （Japan Aerospace eXploration Agency）提供的测压、测力试验结果的对比分析，表明，在失速迎角之前，数值模拟得到的气动力系数和压力分布均与试验结果吻合；较好地模拟了局部外形变化引起的气动特性差量。本文建立的数值模拟方法对典型运输机三段翼布局的低速问题具有良好的适用性，可以为大飞机低速构型的气动设计及评估提供技术支撑。     

雷诺数对大型客机低速气动特性影响的试验研究

在哈尔滨气动院FL-9 增压风洞进行了某大型客机低速高雷诺数半模测力测压风洞试验,来流马赫数为0.2,增压范围为1~4个大气压。基于模型机翼平均气动弦长的雷诺数从2.9×106 到11×106。以此为基础主要分析了雷诺数对机翼纵向气动力特性的影响,结果发现雷诺数对升力线斜率、最大升力系数、失速攻角和失速特性都有影响。相对于增升装置打开后的高升力构型,雷诺数对巡航构型的影响更明显。     

结构网格方法对高升力构型的应用研究

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP)数值模拟了梯形翼全展长与半展长高升力构型的复杂流场,并与试验做了对比分析。对应风洞试验是在NASA Langley 14×22英尺亚声速风洞(FST)和NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的。计算中采用一方程SA湍流模型和MUSCL-ROE格式,并综合运用对接/重叠/拼接网格技术,数值模拟了两种高升力构型的气动特性,给出了典型站位的压力分布,并对比研究了不同结构网格技术对此类高升力构型的计算差异。研究表明,与修正后的试验数据相比,数值模拟得到的气动力系数和典型剖面的压力分布均与试验结果吻合良好。     

湍流模型对梯形翼高升力构型的影响

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP)数值模拟了梯形翼全展长高升力构型,主要目的是考察湍流模型对高升力构型气动特性的影响。相应的风洞试验是1998年在NASA Ames 12英尺增压风洞中完成的。本文采用一方程和两方程湍流模型,数值模拟了全展长高升力构型的气动特性并给出了典型站位的压力分布。研究表明,与修正后的试验数据相比较,在定常可收敛的迎角范围内,两种湍流模型得到的气动力系数和压力分布与试验结果吻合较好,SA一方程湍流模型的计算结果更接近试验值;迎角大于19.19°后,襟翼后缘的较大范围分离是导致采用SST模型不能得到收敛的气动特性的主要原因。     

一种考虑静气动弹性的气动特性修正方法

基于CAE-DNW correlation workshop 提供的两个数模构型———标准构型CAE-AVM Base与CAE-AVM DZ构型进行研究。 CAE-AVM DZ构型是CAE-AVM Base构型在风洞试验时产生静气弹形变后的真实构型。采用SST湍流模型,预测CAE -AVM Base构型与构型CAE-AVM DZ的流动状态,分析流动现象,并研究风洞实验中气弹变形干扰下气动数据修正方法。与试验数据对比,验证计算状态,并对气弹数据修正进行进一步的改进,得到一套适用于关联CFD结果和风洞试验结果的数据修正方法,即在同升力系数下进行数据的关联修正。     

HiLiftPW-1～HiLiftPW-3数值模拟技术综述

针对典型运输机高升力构型,源于DPW(Drag Prediction Workshop)系列会议,美国航空航天学会(AIAA)组织的高升力预测研讨会(High Lift Prediction Workshop,HiLiftPW)已经连续举办了3届(HiLiftPW-1~HiLiftPW-3)。HiLiftPW系列会议的主要目的是评估现代CFD技术模拟典型运输机高升力构型的能力,促进高升力构型的复杂流动机理研究,指明高升力构型数值模拟技术的研究方向。本文概述了HiLiftPW-1~HiLiftPW-3会议的基本情况及主要结论;介绍了历次HiLiftPW会议所采用的高升力构型及风洞试验情况;并从计算网格生成、计算方法与湍流模型、计算结果与试验结果的对比等方面总结了CFD验证与确认工作的进展;最后给出了进一步开展CFD验证与确认工作的思考与建议。     

动力效应对民机高速抖振特性影响数值研究

民机的高速抖振通常是由机翼上激波诱导的分离所致,而发动机动力效应可能会对机翼上激波的强度带来明显影响.基于经过TPS标模及DLR-F6标模算例验证的、在多块结构化网格系统上求解雷诺平均N-S方程的数值方法,结合通过定常计算结果判定抖振发生原因及起始升力系数的方法,研究发动机动力效应对某民机巡航构型高速抖振特性的影响.结果表明:动力效应给基于通气短舱设计外形的高速抖振特性带来了不利影响,使其抖振起始升力系数降低约1.3％总升力系数.     

NF-6增压连续式跨声速风洞流场特性与标模试验

NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞。对NF-6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力。通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力。NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力。     

小展弦比飞翼标模三座高速风洞气动力数据相关性研究

为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性，分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平，为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考，采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1．2 m 风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明，小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大，在小迎角附着流状态，不同风洞的数据相关性较好，测力精度较高，随着迎角的增加，飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂，涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性，使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。     

磁悬浮助推发射气动力分析及风洞试验

通过分析磁悬浮助推发射装置的空气动力特征, 提出了其气动外形设计的合理原则.分析了磁悬浮橇体和支撑分离机构的气动外形方案, 并确定了优化的气动外形设计参数值.考虑地面效应模拟的同时, 在FD-06风洞中进行了缩比模型试验.结果表明, 升阻力系数随着马赫数或运载器迎角的增大而增大, 装置有上仰的趋势, 迎角为0°时, 阻力系数较小, 各系数的变化也较小.      

高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形设计与布局研究

为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风洞试验修正过的无粘数值计算方法,得到了锥体与翼身组合体气动特性,分析得出了细长双锥体加四个全动式三角形空气舵是满足较高升力和升阻比、静稳定裕度合理、较高舵面效率和较小负载力矩等高超声速机动飞行要求的最佳气动外形;采用混合水平的正交设计法,得到各外形因素影响机动性能的规律和极差值.据此,开展风洞试验,选择出了满足工程研制总体技术指标要求的最优气动外形,并验证了理论预测的合理性.此外,针对优选出的+字布局与×字布局两种不同的布局形式,从舵面控制方式、舵面效率、机动性能和航向稳定性等方面进行了分析与比较,得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、静稳定裕度等方面均优于+字布局但工程实现相对复杂的结论.     

鸭翼-前掠翼气动布局纵向气动特性实验研究

前掠翼布局由于其潜在的优势,在未来战斗机的研制中将占有日益重要的地位.本实验通过可变前掠翼和鸭式前翼布局的风洞测力实验,重点分析比较了平板机翼在不同掠角下的纵向气动性能以及鸭翼的影响.实验结果表明,前掠翼在大迎角时能有效提高模型的升力系数,小迎角时其升阻比也略优于后掠翼.前掠翼布局能有效推迟失速,具有良好的失速特性;前掠角较大时,升力系数曲线在失速迎角附近有一个升力系数的"平台",该布局具有"缓失速"特性.距离主机翼较远的鸭式前翼(模型M2)在主机翼前掠和后掠情况下,均可改善整体布局的失速特性,增大失速迎角,增强前掠翼布局缓失速的特点.近距耦合鸭翼(模型M3)显著提高了模型在大迎角下的升力系数.另外,主翼前掠和鸭式前翼布局飞行器具有较好的机动性.     

梯形翼风洞试验模型数值模拟技术

基于雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程和结构网格技术,采用二阶空间离散精度的MUSCL格式,并结合k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Re_θ转捩模型,研究了梯形翼风洞试验模型中前缘缝翼、后缘襟翼连接装置对气动特性的影响。简要介绍了本文采用的计算方法;介绍了梯形翼的风洞试验模型及风洞试验结果;在网格收敛性研究的基础上,采用"全湍流"方式和转捩模型研究了梯形翼试验模型连接装置对气动特性的影响。通过与不带连接装置的计算结果的对比,采用"全湍流"模拟方式,计算模型中考虑试验模型的连接装置引起升力系数下降、阻力系数下降、低头力矩减小以及失速迎角提前;通过与试验数据的对比,进一步考虑转捩影响可以提高梯形翼风洞试验模型气动特性的计算结果与试验结果的吻合程度,梯形翼风洞试验模型失速迎角附近的气动特性数值模拟技术还需要进一步的研究。     

高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究

采用数值模拟和风洞实验方法,对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究。实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围。结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大。该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据。     

NPU-WA系列风力机翼型设计与风洞实验

针对兆瓦级大型风力机,研究发展了以具有更优良高雷诺数和高升力气动性能为特点的NPU-WA翼型族,风洞实验表明,该翼型族达到了在高雷诺数、高升力条件下实现高升阻比和外侧翼型对粗糙度不敏感的主要设计要求,为我国自主研发大型风力机提供了可以实际使用的翼型几何数据和雷诺数范围内1.0×106～5.0×106的风洞实验数据。     

低RCS飞行器外形设计实践

 在鸭式布局的基础上 ,对飞行器各部件及部件间的连接方式进行了外形隐身设计。对初步形成的鸭翼 -翼身融合体改变机身头部形状和立尾配置等进行 RCS优化。给出了飞行器各种状态下的 RCS平均值和迎头± 45°区内的 RCS值。测试结果表明 ,尖头机身、 30°双立尾 (立尾与垂直平面成± 30°角 )的鸭翼 -翼身融合体的 RCS值最小。对 RCS优化后的外形 ,风洞测力试验表明其气动性能也较好 (最大升阻比达到 8,失速迎角超过 2 6°)     

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...     

宽体客机高速风洞试验数据修正方法

宽体客机航程远、巡航马赫数高，其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备，对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正，获取干净、可靠的风洞试验基准数据，为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明：支撑干扰试验时，尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果；在试验包线范围内，洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小；试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显，马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右，焦点前移0.021 b_A，需进行相关修正。     

微型扑翼飞行器的升力风洞试验

针对微型扑翼飞行器在专门的低雷诺数试验风洞中进行了扑翼的升力风洞试验, 测试出了微型扑翼飞行器在正常飞行以及向上爬升状态时的升力特性曲线, 并且探讨了扑翼频率、飞行速度以及扑翼的迎角对扑翼飞行升力的影响, 在此基础上, 还分析了扑翼升力的组成部分以及相互关系.实验结果为微型扑翼飞行器总体、气动的进一步设计提供了依据.