超临界自然层流机翼设计及基于TSP技术的边界层转捩风洞试验

为了实现绿色航空节能减排的目标，层流设计技术成为飞行器设计者的研究热点。对于跨声速客机而言，超临界自然层流机翼设计技术将显著减小飞行阻力，提升气动性能，减少燃油消耗和污染物排放。首先，基于高精度边界层转捩预测技术耦合翼型优化设计系统，实现超临界自然层流翼型设计；经过合理的翼型配置，形成超临界自然层流机翼。转捩数值模拟分析结果表明，超临界自然层流机翼的层流流动特性良好。然后，以比例为1：10.4的试验模型在荷兰高速低湍流度风洞进行边界层转捩风洞试验，使用温度敏感材料涂层（TSP）技术拍照获得机翼表面在不同马赫数、雷诺数和迎角工况下的层流-湍流分布。最后，通过超临界自然层流机翼边界层转捩试验结果，探讨了该类型机翼的转捩特性随来流参数的变化规律，总结了超临界自然层流机翼设计的关键因素。此外，该模型也可用来验证边界层转捩预测技术在超临界、高雷诺数工况下的预测精度。     

基于双eN方法的翼身组合体流动转捩自动判断

发展翼身组合体复杂外形流动转捩自动判断方法,对高亚声速民机自然层流（NLF）机翼设计具有重要意义。使用多块结构化网格和三维雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器,耦合边界层方程求解和基于线性稳定性理论（LST）的完全双e^N方法,发展了一套可同时计及Tollmien-Schlichting波和横流不稳定性扰动诱导转捩的翼身组合体流动转捩自动判断方法。对DLR-F4翼身组合体绕流进行了转捩自动判断,将得到的转捩位置与试验结果进行比较,验证了所发展方法的正确性。使用上述方法对配置自然层流机翼的中短程民机翼身组合体外形进行了数值模拟,并将结果与单独机翼的转捩位置进行了对比,结果表明机身三维位移效应增强了自然层流后掠机翼边界层的横流不稳定性强度,导致翼根转捩位置提前至前缘区。     

跨音速二元翼型附面层测量

本文介绍了一套用于亚，跨音速附面层测量的设备，及用该套设备在沈阳空气动力研究所ＦＬ－１风洞进行ＮＰＵ－ＮＬＦ－ＮＯ．２自然层流翼型，ＣＡＳＴ７、ＣＡＳＴ１０超临界翼型附面层测定实验的情况。     

耦合转捩自动判断的机翼粘性绕流计算与优化设计

具有边界层转捩自动判断功能的三维雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)方程求解器是自然层流机翼设计的必要手段。将一种基于线性稳定性理论的NTS/NCF转捩判断方法与RANS求解器耦合,以提高求解器的计算精度。通过求解三维稳定性方程,然后使用包络线方法计算对应Tollmien-Schlichting不稳定性的NTS,使用固定β方法计算对应横流不稳定性的NCF,然后根据转捩阀值(NTS)tr和(NCF)tr判断转捩位置。在上述工作的基础上,开展了自然层流机翼平面形状优化的气动减阻设计研究。     

面向层流减阻设计的转捩预测方法研究

发展高效可靠的转捩预测方法是飞行器层流减阻设计的关键。本文针对未来飞行器对层流减阻设计的强烈需求,发展了三种工程实用的转捩预测方法,分别为基于线性稳定性理论的双eN方法、基于流场当地变量的γ-Reθ转捩模型和一种基于动模态分解的DMD/eN转捩预测新方法。通过DLR-F4翼身组合体、镰刀形机翼及NLF0416自然层流翼型转捩预测算例的计算值与实验值对比,验证了所发展的转捩预测方法的正确性。以双eN方法为例,将转捩预测方法与优化方法结合,开展了针对中短程民机的跨声速层流机翼优化设计研究。结果表明,优化机翼相对于基准机翼减阻效果明显,证明了本文发展的转捩预测方法有较强的工程应用价值。     

超临界层流机翼边界层及气动特性分析

高空长航时无人机设计巡航状态的雷诺数较小,黏性边界层对气动特性的影响较大。详细分析了雷诺数对机翼边界层和气动力的影响,用数值方法对超临界层流机翼三维层流-转捩-湍流混合边界层特性进行了研究,分析比较了高空小雷诺数和中空大雷诺数情况下机翼三维边界层的特性,尤其是边界层转捩点位置、表面摩阻和气动特性的雷诺数效应。研究表明雷诺数对于高空无人机机翼边界层厚度、摩擦阻力和升阻比影响较大;对层流机翼的转捩点位置和升力系数影响较小;自然层流机翼技术可以应用于高空无人机设计。     

层流：未来飞机减排的关键技术

人们早就知道自然层流能减小阻力，但实际飞行中层流却很难维持和使用，因为要延迟层流边界层向湍流边界层的转捩，对机翼表面的光洁度要求很高．由于后掠翼气流有流向翼梢的趋势，这种所谓的横向流很快就会破坏边界层的稳定，因而在后掠机翼上难以实现层流流动。     

NS方程中耦合转捩判断的风力机翼型气动力数值模拟

在Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程计算中耦合Michel经验判据和Chen-Thy-son转捩模型对风力机翼型S809进行计算。由RANS方程求得翼型表面压力分布作为层流边界层方程求解的输入参数,然后使用Michel经验判据分析判断层流边界层的解得到转捩点的位置,使用Chen-Thyson转捩模型得到从层流到湍流的转捩过渡区,这样随着流场的迭代求解,求解器自动更新判断出转捩点位置。对S809翼型进行全湍流和耦合转捩判断的RANS方程计算,可以看到考虑转捩判断后得到的升阻力系数与实验值吻合较好,验证了方法的可行性。     

超临界层流复合翼飞机Re数效应修正方法研究

基于γ-Reθ转捩预测模型,对使用超临界层流复合翼的飞机进行转捩预测数值模拟。获得机翼在不同Re数下的自由转捩位置,计算转捩位置与试验数据吻合。结合转捩预测结果和强制转捩试验数据,对全机风洞试验数据进行不同高度的Re数效应修正。改变了战斗机只对阻力进行Re数效应修正的传统方法,分别对飞机的升力、阻力及纵向力矩进行Re数效应修正。     

飞行中附面层转捩的流动显示与测量技术

阐述了在飞行试验中测量附面层转捩的重要性;介绍了四种在飞行试验中显示和测量机翼附面层转捩的方法;给出了Ｆ－１４Ａ飞机用热膜,附面层耙,液晶和表面总压管等方法测量附面层转捩的结果,并对以上四种测量结果者了对比分析,指出了各自的优缺点,说明热膜法能精确地确定飞行状态下机翼附面层转捩位置;附面层也能比较精确地进行测量,且能提供与表面摩擦仍关的参数,液晶法能人出附面层转捩的整体图形,表面总压管不能确切地指     

后掠翼模型混合层流控制实验研究

利用前缘吸气和顺压梯度,在对称后掠机翼模型上,实现了混合层流控制。在连续式跨声速风洞中,研究了气流马赫数和雷诺数对转捩位置的影响,研究了前缘吸气流量及流量分配对层流控制效果的影响。实验过程中,利用壁面冷却方法,扩大了层流区和湍流区的壁面温度差,利用埋入式安装的热电偶测量了表面温度分布,确定了转捩位置和层流区范围。结果表明,前缘吸气具有良好的层流控制效果,可以使层流区范围显著扩大。前腔吸气流量对层流控制效果影响很大,后腔吸气流量影响较小。     

通航飞机高升力层流机翼优化设计

为了扩展机翼优化设计的工程应用范围,在传统气动优化约束的基础上,考虑结构布置的几何约束,对通用飞机层流机翼进行了设计。首先,采用自由变形(FFD)技术作外形参数化处理;然后,采用NSGA-Ⅱ多目标优化算法,基于Kriging代理模型对某型通用飞机机翼进行了优化设计。设计过程考虑自然转捩工况,采用Menter k-ωSST两方程湍流模型和γ-Re_(θt)转捩模型对设计进行评估。计算结果表明,优化后机翼的巡航和爬升升阻比均有所提高、层流区延长、低头力矩变小,但最大升力系数减小了0.141,失速特性略有变差。     

基于双eN方法的短舱层流转捩影响因素

发展自然层流短舱对提升现代民机的经济性和环保性具有重要意义，而对影响短舱层流转捩的因素进行研究有助于更好地开展短舱的层流设计。本文基于线性稳定性分析方法，将双e^N方法同RANS方程求解器耦合，建立了一套可同时计算T-S（Tollmien-Schlichting）波和横流（CF）驻波诱导转捩的流动转捩预测方法，通过标准椭球算例验证了该方法的正确性，进而研究了来流马赫数、雷诺数、湍流度以及迎角对短舱转捩的影响。结果表明：马赫数和迎角会带来压力梯度的明显改变从而引起转捩位置发生变化；而在此构型的高雷诺数工况下，雷诺数和湍流度对转捩位置影响相对较小，转捩位置移动的区域不超过短舱长度的5%。因此在设计阶段，在高雷诺数条件下保持层流设计要尽量避免较大的逆压梯度，保持顺压梯度。     

自然层流超临界翼型的设计研究

阐述了研究发展我国自然层流超临界翼ＮＰＵ－Ｌ７２５１３的设计思想,设计要求和转捩位置的判别技术和设计方法,首次提出了利用弱激形足够压梯度的自然层流超临界翼型的设计思想,解决了维护层的所需的一定顺压梯度压力分布形态和无激励超超临界翼型的屋顶状压力分布要求的矛盾,风洞实验结果表明,所设计自然层流超临界翼型达到了设计要求。     

民机自然层流机翼研究进展

新世纪航空市场对能耗、噪音等限制性要求继续加强,新一代民用飞机需要在气动减阻方面取得重大突破,自然层流机翼技术成为研究热点.总结了层流技术类别,回顾了自然层流机翼的主要研究历程,介绍了当前正在开展的欧洲TELFONA计划和美国ERA计划中的自然层流机翼的研究进展,概述了自然层流机翼应用情况和自然层流短舱,分析了自然层流机翼的实际应用难题,展望了自然层流技术在新一代民用飞机中的应用.     

红外热像边界层转捩探测的飞行试验应用研究

针对飞行试验层流测试,开展基于红外热像的边界层转捩探测技术应用研究。分析了高空飞行条件对红外测试的影响因素,包括光路布局、蒙皮表面处理工艺、蒙皮加热等,有针对性地提出红外测试方案。在此基础上,以某民用飞机为试验平台,开展飞行演示验证试验,飞行海拔高度范围5km至7km,马赫数范围0.5至0.65。进行了有/无蒙皮加热、有/无太阳等状态的机翼表面热图采集,对比分析蒙皮加热、太阳辐射等因素对红外转捩探测信噪比的影响特性,通过多个架次试验观测分析机翼前缘污染对转捩的影响特性。为消除由前缘污染物诱发湍流楔等因素导致转捩位置误判,提出了一种基于统计分析的机翼转捩位置判定方法,提高了转捩探测结果的可靠性。本文提供了三组真实飞行条件下的边界层转捩位置数据,雷诺数达到1.5×107。演示验证飞行试验结果表明,通过蒙皮内部加热方式可有效提高红外热图信噪比,利用固定转捩方法验证探测结果,使用本文方法测得的转捩位置偏差量不超过弦长0.5%。     

后掠机翼人工转捩最佳粗糙带高度数值预测

介绍了基于当地变量的γ-Re_θ转捩模型,并将该模型应用到后掠机翼的转捩预测和人工转捩最佳粗糙带高度以及人工转捩技术能够模拟的大气飞行雷诺数的确定中。为检验γ-Re_θ转捩模型对后掠机翼转捩的预测能力,对ONERA M6机翼和DLR-F4标模机翼进行了边界层转捩预测,采用结构化网格和有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,得到了机翼表面的摩擦阻力系数分布,从而可以得到相应的转捩位置,预测得到的转捩位置与试验结果比较吻合,说明该模型对后掠机翼转捩预测是可信的。最后在DLR-F4标模机翼上表面固定了粗糙带,通过相同的方法得到了转捩位置,从而确定了马赫数为0.785、雷诺数为3.0×10⁶时最佳粗糙带高度为0.11 mm;通过不断增大雷诺数使自由转捩位置不断向前缘移动,验证了人工转捩对大气飞行雷诺数的模拟能力。结果表明,在最佳粗糙带高度为0.11 mm下,可以实现对大气飞行高雷诺数的模拟。     

NASA进行超音速层流试验

NASA’sSupersonicMaturalLaminarFlowTests美国NASA的德莱顿飞行试验中心目前正在用一架F－15B飞行技术验证机进行一种超音速层流机翼设计的试验。初步的试验表明，这种机翼在飞机超音速飞行时，翼上自然层流的覆盖率能够达到80％以上。机翼试验段采用的是一种被动式层流控制系统，而不是那种通过采用饮气系统或吸气翼套来进行层流控制的主动式层流控制系统。试验机翼段的尺寸为0．gXI．2米，直接装在德莱顿研究中心的一架F一15B飞行验证机的机身中央挂架上。中心共进行了4次飞行试验，每次飞行扣一的分钟，其中每次超音速飞行的时…     

自然层流翼套气动力测量飞行试验技术研究

针对层流翼型设计验证需求，以翼套形式开展飞行条件下的气动力测量技术研究。通过关键参数确定、试验机选取和测量方法筛选等试验设计，并实施测量方法优化和试飞方法确定，形成自然层流翼套气动力测量飞行试验技术。通过飞行试验对某型自然层流翼套进行了边界层转捩位置、压力分布和翼型阻力测量，对该技术进行了验证。试验结果表明，该技术使用可靠，可为后续层流飞行试验提供参考。     

转捩对超临界机翼压力分布的影响分析

介绍了风洞试验中的固定转捩形式以及使用限制，通过对某超临界机翼压力分布的试验与数值计算结果的比较，重点分析了不同位置的固定转捩对机翼压力分布的影响，并对出现的问题做了分析。