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。     

增升装置微型涡流发生器数值模拟方法研究

 针对数值模拟带微型涡流发生器(VG)的增升装置绕流过程中出现的典型问题,研究相应解决途径.引入面搭接网格技术,避免传统结构网格方法造成的网格数量过大问题;在微型涡流发生器网格上采用特殊边界条件处理以分别对应有/无涡流发生器的状态,排除网格变动对计算结果造成的干扰;研发出了面搭接网格生成技术与特殊边界处理方法结合的求解加装微型涡流发生器的增升装置流动数值模拟方法.研究结果表明:该方法在处理增升装置这类复杂外形、复杂流动问题以及加装涡流发生器的流动控制问题时,具有良好的数值计算精度,能够满足研究需要,为开展涡流发生器精细设计和参数优化的数值模拟研究提供了可靠的技术途径.     

民用飞机二维增升装置设计

为满足民机市场对飞机高效、经济的需求,飞机在巡航飞行阶段必须具有飞行速度高、阻力小等特性,具体到气动设计方面,就要求飞机的机翼具有较大的翼载荷,即减小机翼面积以减小阻力,这给飞机起飞着陆阶段使用的增升装置的设计提出更高的要求。运用计算流体力学的方法进行了民用飞机二维增升装置,即多段翼型的设计,得到了良好的设计结果,并验证了在二维增升装置设计过程中采用前缘缝翼外形设计——带前缘缝翼进行后缘襟翼外形设计——前后缘增升装置缝道参数优化——起飞、着陆构型协调的设计路线图的可行性与有效性。     

复杂外形气动力计算的阻力修正方法

基于气动力计算的位流线化理论,发展了一种亚音速附面层阻力修正方法。采用联合流场求解方法获得复杂外形的表面压力分布,在此基础上,将绕复杂外形物体沿流向面元划分为片条,在片条上,把三维附面层转换为二维附面层,对二维附面层进行数值求解,得到附面层粘性阻力修正。算例表明,该方法计算量小,与实验和N-S数值解结果吻合较好。为复杂气动外形飞行器初期设计、方案选型及评估提供了较为理想的工程设计手段。     

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。     

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。     

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。     

飞机增升装置气动力特性计算方法研究

本文给出了飞机增升装置气动力特笥的数值计算方法和计算结果，为了计算增升装置的缝隙效应和剪刀口效应，求解了粘性三维Navier-Stokes方程。为了正确 模拟大舵偏和阻力板后的大面积分离，采用了反映涡流特笥的新类型的两方程湍流模型。     

螺旋桨滑流对增升装置气动特性影响研究

采用准定常N—S方法,通过单独螺旋桨模型计算结果与非定常、试验结果的对比,验证了计算螺旋桨滑流的可行性。重点对带两台螺旋桨发动机的增升装置流场特性进行了计算分析,研究了螺旋桨滑流对飞机流场和气动性能的影响。研究结果表明：螺旋桨滑流明显改变了机翼表面的压力分布,使飞机升、阻力系数增大。为螺旋桨飞机设计提供了一种快速、有效的数值模拟手段,在工程领域具有一定的应用前景。     

雷诺数对涡桨飞机增升装置气动特性影响的计算研究

雷诺数是表征流体粘性对流动影响的相似参数,对飞机部件的气动性能具有重要的影响.利用商业软件CFX对某民用涡桨飞机增升装置构型进行变雷诺数计算研究,详细分析雷诺数对升力系数、失速特性以及附面层速度特性的影响.结果表明:雷诺数对最大升力系数和失速迎角都有显著的影响;不同雷诺数下机翼分离形态变化显著,大雷诺数下机翼分离区域较小;不同雷诺数下机翼附面层状态不一致,雷诺数增大使得附面层速度型更饱满,机翼的抗分离能力增强.     

大型运输机机翼气动外形设计研究

以大型运输机机翼为研究对象,针对其机翼高低速气动外形设计目标,采用改进的Takanashi正反迭代、余量修正方法,进行超临界翼型的大型运输机机翼气动外形反设计.采用优化方法进行三维机翼低速增升装置的优化设计,通过将气动外形优化设计方法与反设计方法相结合以及分布式并行计算等手段来提高设计效率.结果表明,该设计方法是合理可行的.     

Aerodynamic design of the high-lift-wing for a Megaliner aircraft

A ‘Megaliner’ aircraft configuration like the Airbus A380 will become a civil transport aircraft lager than all existing designs. Its wing had to be designed not only to give the required cruise performance but also to be compatible with the given airport infrastructure. The aerodynamic design of the high-lift system has to fulfil the resulting targets for the take-off and landing configuration but is also required to have the minimum possible mechanical and structural system complexity, i.e. resulting in a minimum possible weight and cost. After an introduction to constraints of a Megaliner configuration a summary of high-lift wing solutions and the constraints driving the high-lift wing design is given. The experiences in high-lift design on previous Airbus aircraft and the major tools (computational fluid dynamics and windtunnel testing) for the design work and its verification are presented. Also a side view is given to the importance of research programs for the development of new high-lift concepts for future aircraft. The described development work for the Megaliner high-lift wing was driven by the strong requirement for an optimised overall design. Various interactions with the cruise wing design and the design of the support and actuation system are highlighted, which were leading to the best possible balanced solution.     

外吹式襟翼动力增升绕流数值分析

基于Euler方程来数值模拟运输机吹气襟翼的流动机理,通过优化发动机及襟翼系统的安装,以此评估其动力增升效果.计算结果分析表明本文方法对动力增升概念设计有很好的适用性.     

大型飞机增升装置气动机构一体化设计技术进展

增升装置设计作为大型客机设计的关键技术之一,其设计水平的提升将极大提高飞机的整体性能。虽然先进增升装置方案朝着简单形式发展,但其设计目标将结合气动、机构、结构、噪声等复杂考虑因素,以达到最优的综合性能和提高飞行的安全性、经济性和舒适性,是个高难度多学科多约束耦合的设计问题。结合气动优化、机构设计、一体化研究等多方面增升装置设计难点进行论述,并提出相应解决方案,最终完成气动/机构一体化设计。分别回顾了干净构型到巡航构型的外形设计方法;起降构型的气动评估、优化方法;增升装置位置表达方法和机构设计研究现状。最后阐述了气动/机构一体化设计方法的思想,总结了国内外在该方向所进行的研究和取得的成果。     

增升装置多段翼型气动声学风洞实验研究

随着航空运输业的蓬勃发展,飞机的噪声污染受到越来越多的关注。在大型飞机起降阶段,增升装置作为主要的机体部件,其辐射出的噪声量级已经占据飞机总体噪声的很大一部分,是未来飞机能否进一步降低噪声达到适航标准的关键性因素。针对增升装置多段翼型30P30N的气动噪声问题进行实验研究,实验在北航D5气动声学风洞中开展,使用Kevlar布和穿孔板对实验段进行了气动声学改造,以满足透声不透气的气动声学实验要求。通过远场传声器和麦克风阵列测量得到30P30N模型的远场气动噪声特性和定位主要声源位置,引进小波变换的信号分析方法得到噪声的时频特性,全面揭示多段翼型的气动噪声产生机理。     

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。     

大型商用运输机机翼增升构型水滴撞击特性计算

基于欧拉-拉格朗日数值模拟框架,发展了一套适合求解三维多体模型水滴撞击特性的计算方法。采用粒子统计与面积比率计算相结合的方式,实现了水滴收集率的高效精确预测。在常规粒径条件下,该方法计算结果与国外标模试验数据吻合良好。应用上述算法,开展了某大型商用运输机增升构型的水滴撞击特性数值模拟研究,计算结果显示:水滴在缝翼背面缝道处出现聚集和轨迹交汇现象,聚集的水滴撞击在缝翼背面后缘,致使当地的水滴收集率出现了严重的激增,这一现象对飞机防冰系统设计提出了新的要求;另外,三维效应对增升构型的撞击特性影响显著,其中主翼下翼面水滴收集率沿展向分布存在较大差异。     

短舱扰流片对运输机增升装置气动特性的影响

 以民用运输机增升装置复杂增升构型气动设计为背景,针对短舱扰流片对增升构型气动性能的影响,借助数值模拟对流动控制效果和影响机理进行研究。数值结果表明:合理的扰流片设计可以明显改善增升装置的气动特性,提高最大升力系数0.3以上,增大失速迎角3°左右。短舱扰流片安装参数研究表明:短舱扰流片产生旋涡强度对其推迟失速的效果有明显影响;在所研究的范围内,短舱扰流片弦向位置明显影响扰流片的当地来流迎角,进而改变所产生旋涡的强度;扰流片的周向安装角主要影响扰流片的来流强度,同样影响所产生旋涡的强度;扰流片面积对提高升力系数贡献不大,主要影响失速形态。     

大型客机柔性后缘增升装置气动机构一体化优化设计

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。     

外吹式襟翼动力增升效果评估方法

外吹式动力增升襟翼可以有效地缩短运输类飞机的起降距离,其增升效果评估方法是运输机动力增升设计的关键技术之一。本文采用基准气动力耦合速度修正方法,发展了一套适用于外吹式襟翼动力增升效果快速评估的计算方法;该方法充分考虑了动力增升飞机性能计算对气动力数据的需求,解决了传统推力系数法的小速度大推力系数求解限制问题、无法准确求解离地速度以及多速度点气动力求解引起的计算效率问题。以某运输机为例,分析了其气动力及起飞性能,对其外吹式襟翼动力增升效果进行了评估,验证了方法的正确性。研究表明:通过优化动力增升襟翼偏转角,起飞滑跑距离最大减小量可达到25%;过大的襟翼偏转角将显著地增加飞机阻力,不利于缩短起飞滑跑距离。研究工作对运输机的外吹式动力增升襟翼设计,具有一定的工程指导价值。