大型客机两段翼型着陆滑跑气动性能数值研究

采用非定常数值模拟方法对包含前缘下垂、后缘铰链襟翼和上偏扰流板的两段翼型在着陆滑跑时的气动性能进行了研究。计算结果表明：①扰流板大角度上偏产生了明显的增阻效果,两段翼型的阻力系数在0.33以上,远大于一般的多段翼型（30P30N三段翼型不超过0.05）;②两段翼型的总升力系数始终为负值,其中前缘下垂、主翼和扰流板均提供负升力,而铰链襟翼提供正升力;③在两段翼型的铰链襟翼上翼面有一对脱体涡,会随着升力/阻力系数的周期性变化而扩张、收缩、消亡和再生,并随着来流向下游移动。     

前缘缝翼内型的气动设计研究

对5种不同缝翼内型的"前缘缝翼+固定翼+后缘襟翼"三段翼型进行了分析。这些三段翼型的唯一差别在于各自前缘缝翼内型形状不同,在基本缝翼内型基础上进行了一些修型,从而下表面尖点位置也相应变动。采用基于雷诺平均N-S方程的自研软件CCFD-MB进行了详细的CFD模拟,得出缝翼内型对多段翼型的雷诺数影响、失速特性、升力、阻力等气动特性的相关影响。对选取缝翼内型给出建设性结论:某些缝翼内型可能导致不利的雷诺数影响;缝翼内型修型设计,能保证其气动效率不受影响,甚至一定程度的提高,并具有很好的降噪潜力;常规的缝翼内型在气动上不是最佳选择,但气动上的损失还可以接受。最后,从气动、结构的角度阐述了缝翼内型修型设计的可行性。     

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。     

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。     

多段翼型前缘缝翼吹气流动与噪声控制数值研究

根据吹气边界层流动控制的特点,探索了前缘缝翼流动控制和减噪技术。利用FLUENT软件对某多段翼型进行数值模拟,求解RANS方程和FW-H声学方程。在前缘缝翼下翼面设置吹气孔,通过改变吹气系数,研究缝翼缝道内吹气流动控制对二维多段翼型气动性能及噪声特性的影响。计算结果表明:应用缝翼吹气技术可在相同迎角下获得更高的升力系数,且能减小缝翼缝道内的分离,降低角涡引起的噪声;不同吹气系数对多段翼升力和噪声有不同程度的影响;迎角为6毅时,吹气控制可以使低频噪声减少2~4.5dB。     

基于缝翼位置参数的多段翼型噪声性能分析

前缘缝翼的位置直接影响着多段翼型的流场特征和缝翼噪声源的分布特性。针对缝翼的噪声性能问题,基于大涡模拟(LES)的非定常流场分析以及FW-H声类比积分方程,对典型多段翼型30P-30N模型进行流场特性和远场噪声辐射特性分析;通过调整缝翼位置,研究缝翼噪声辐射特性对缝翼位置参数的敏感程度,并分析在保持较高气动性能的条件下,有效减小缝翼噪声辐射的缝翼位置参数特征。结果表明:在缝道宽度和重叠长度不变的条件下,适当减小缝翼偏转角度,可在保持气动性能不折损的条件下有效减小缝翼噪声;而继续减小缝翼偏转角,则将增大缝翼噪声。当缝翼偏转角度不变时,减小缝道宽度,同时增大重叠长度,会对缝翼噪声有一定的抑制作用。优化缝翼位置参数是提高机翼气动性能以及控制缝翼噪声的有效途径。     

大型客机机翼前缘缝翼气动及其机构一体化设计

前缘缝翼系统设计是一个涉及多目标、多学科综合的问题。针对这一复杂问题,首先解决了前缘缝翼支撑与驱动机构设计的诸多难点,然后利用CATIA二次开发技术,建立了一套气动和机构一体化设计平台,将前缘缝翼气动设计和机构设计有机地结合起来。大型客机前缘缝翼气动机构一体化设计子平台的功能是向用户提供前缘缝翼以及支撑与驱动机构设计参数的输入;然后驱动CATIA自动生成前缘缝翼起飞着陆状态的气动外形;在此基础上自动生成支撑与驱动机构零件,装配并仿真;最后通过高效的气动评估方法来评估前缘缝翼在机构引导下得到的起飞着陆性能是否满足总体设计要求。     

大型飞机增升装置气动噪声研究进展

对于现代大型商用飞机而言,在飞机进场和降落阶段,由于飞机发动机处于低功率状态而起落架和增升装置全部打开,此时的机体噪声十分明显,在飞机总的噪声中所占的比重不容忽视。近几十年的大量研究,已经对增升装置的气动噪声特性和机理有相当程度的认识,并在流动控制和降噪技术方面取得丰硕成果。本文主要介绍国内外在大型飞机增升装置气动噪声领域所取得的研究成果和最新进展。增升装置的噪声主要是由前缘缝翼凹槽产生的低频离散噪声、襟翼侧缘的中频宽带噪声和前缘缝翼尾缘涡脱落的高频离散噪声三部分组成。目前,降噪技术主要分成被动流动控制降噪技术和主动流动控制降噪技术两类,被动降噪技术有前缘凹槽遮挡、前缘凹槽填充、前缘下垂等;主动流动控制手段有吹吸气、等离子体激励器等。     

前缘缝翼开口分段对增升装置气动特性的影响

为了研究高升力系统中开口分段的前缘缝翼对增升装置气动特性的影响,对不同构型生成结构化网格,及其流场进行了大量的数值模拟。在同等状态下,结合不同构型的计算结果,分析了开口分段的前缘缝翼对增升装置气动特性的影响。研究表明,机翼失速不仅与开口宽度有关,而且与前缘缝翼上的开口位置有关。     

高升力控制系统技术发展与产业化

高升力控制系统（HLCS）或称高升力系统（HLS）,是为驱动飞机前缘襟翼或缝翼以及后缘襟翼,改变飞机翼型,达到提高飞机低速时的升力和飞行稳定性而构建的功能系统。在大型飞机上,高升力控制系统与主飞控系统（PFCS）、     

前加载翼型多点综合优化设计

前加载翼型具有低头力矩小、隐身性能好的特点,能够对气动和隐身特性进行合理折中,是理想的飞翼布局飞机截面翼型。首先介绍典型翼型参数化方法和评估方法,并对前加载翼型外形的控制能力进行评估,结果表明Hicks-Henne方法和CST方法对前加载翼型外形的控制能力较强,并且CST方法参数个数较少。然后依据飞翼布局飞机设计需求,在确定翼型设计状态和优化设计模型的条件下,将CST翼型参数化方法、N-S方程数值求解方法和遗传算法相结合进行前加载翼型多点综合优化设计,得到比参考翼型具有更大相对厚度和更优气动特性的设计结果。     

Integrated optimization design of smart morphing wing for accurate shape control

Smart morphing wing, which is equipped with smart materials and able to change structural geometry adaptively, can further improve aerodynamic efficiency of aircraft. This paper presents a new integrated layout and topology optimization design for morphing wing driven by shape memory alloys (SMAs). By simultaneously optimizing the layout of smart actuators and topology of wing substrate, the ultimately determined configuration can achieve smooth, continuous and accurate geometric shape changes. In addition, aerodynamic analysis is carried out to compare smart morphing wing with traditional hinged airfoil. Finally, the optimized smart wing structure is constructed and tested to demonstrate and verify the morphing functionality. Application setbacks are also pointed out for further investigation.     

基于代理模型的大型民机机翼气动优化设计

先进的气动优化设计思想与方法，对于提升大型民机气动与综合性能具有至关重要的意义。探讨了大型民机超临界机翼气动优化设计的基本准则和要点，并结合代理优化算法，提出了一种面向工程应用的多轮次高效全局气动优化设计方法。首先，通过一系列解析函数/翼型/机翼优化测试算例进行了验证。其次，将所提出的方法与人工修型相结合，开展了针对宽体客机超临界机翼的两轮气动优化设计，使其气动性能得到显著改善。最后，采用不同的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器对安装优化机翼的全机巡航构型进行了典型状态的气动性能综合评估。研究结果表明，所提出的代理优化算法具有很高的优化效率、较强的约束处理和全局优化能力；将所发展的基于代理模型的多轮次气动优化设计方法与人工修型相结合，能够获得满足设计要求的气动外形，验证了该方法在大型民机超临界机翼气动设计中的有效性和工程实用性。     

基于卷积神经网络和多项式混沌方法的翼型鲁棒性优化

在常规的翼型优化设计方法中,设计点处最优翼型的气动性能会在非设计点处有所恶化,因此有必要对翼型鲁棒性优化方法进行研究。提出一种基于卷积神经网络和多项式混沌方法的翼型鲁棒性设计方法,首先搭建基于卷积神经网络的气动力预测模型;其次采用多项式混沌方法对马赫数和攻角进行不确定度量化,构建翼型鲁棒性气动优化设计系统;最后对以 RAE2822 翼型为基准翼型的气动优化设计问题进行优化设计验证。结果表明：本文提出的翼型鲁棒性设计方法可行,优化后翼型的气动性能和鲁棒性气动优化设计效率在较宽的设计范围内都有所提升。     

应用Delaunay图映射与FFD技术的层流翼型气动优化设计

采用非均匀有理B样条(NURBS)基函数属性建立了任意空间的自由式变形(FFD)翼型参数化方法,进一步结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,通过粒子群优化(PSO)算法进行参数化方法、网格变形模式以及计算流体力学(CFD)数值模拟技术之间的整合,研究、构建了气动优化设计系统,并对某型层流理念设计的高空长航时(HALE)飞机基本翼型进行气动优化设计。气动特性目标函数评估方法中,边界层转捩数值模拟技术采用γ-Re_θt转捩模型耦合剪切应力输运(SST)模式湍流模型。优化设计后翼型气动特性表明:采用相关技术建立的层流翼型气动优化设计系统对于层流理念设计的HALE飞机翼型的设计具备较高的优化效率。     

ARI_OPT气动优化软件研究进展及应用综述

针对飞行器气动外形精细化设计需求,为提高设计效率和设计质量,基于数值优化设计技术发展了气动优化设计工具ARI_OPT。ARI_OPT包含气动外形参数化、网格自动变形、高逼真度数值模拟、代理模型、高效优化算法等模块,分别简要介绍了各个模块基本的基本原理和方法及单个模块的验证结果。给出了ARI_OPT针对数值函数算例的功能验证结果和宽速域翼型、多段翼型和飞翼布局机翼等典型单目标和多目标气动外形优化问题的应用算例,表明了其可靠性和适用性。     

超临界翼型稳健型优化设计研究

基于标准遗传算法、RBF神经网络以及类函数/型函数变形技术建立了翼型气动优化设计系统,在选取3次CST方法即分别对翼型上下表面采用4个设计变量进行参数化,对某型客机基本翼型在给定设计指标下进行优化设计,分别研究了巡航状态下的气动优化,以及结合蒙特卡洛分析方法马赫数随机平均分布下的翼型稳健型优化设计。结果显示,优化后的翼型的气动特性有着显著提高。     

Aerodynamic periodicity of transient aerodynamic forces of flexible plunging airfoils

For flapping micro-air vehicles, periodical aerodynamics in every plunging period is always desired in the design of aircraft controlling system. During the periodic plunges of rigid airfoil, either periodical or non-periodical aerodynamic forces can be generated. Real airfoils are usually flexible so that the effect of flexibility on unsteady characteristics of aerodynamic periodicity should be considered. In this study, a fluid structure interaction analysis is employed to systematically investigate the aerodynamic periodicity of a periodically plunging flexible airfoil. The influences of several dimensionless kinematic and structural parameters on aerodynamic periodicity are investigated. The results show that the aerodynamic periodicity of plunging flexible airfoil qualitatively resembles that of rigid airfoil as the mechanisms contributing to aerodynamic periodicity are kept for airfoil with various flexibilities. However, aerodynamic periodicity at small plunging amplitude and high Reynolds number can be improved as airfoil becomes medium flexible but worsened as airfoil is very flexible. The reason is that the deformation of the airfoil changes the strength and structure of the nearby vortices, thereby leading to weak vortex–vortex and vortex–airfoil interactions. The extent of improvement in aerodynamic periodicity is also found significantly influenced by incoming velocity.     

Numerical study of a supercritical airfoil/wing with variable-camber technology

Variable-camber technology is considered an effective way to adaptively improve the aerodynamic performance of aircraft under various flight conditions. This paper studies the aerodynamic characteristics of the trailing-edge variable-camber technology by means of Computational Fluid Dynamics (CFD) and a drag decomposition method. Trailing-edge variable-camber technology can be simply realized by the continuous deflection of the flaps and ailerons of a wing. A supercritical airfoil is used to study the two-dimensional effect of variable-camber technology, and a wide-body airplane model is used to validate the three-dimensional improvement in the wing's airfoil made by variable-camber technology. An optimization strategy for airfoil that incorporates variable-camber technology is proposed. The optimization results demonstrate that the proposed method can obtain better results than the traditional segregated shape optimization.