大型水陆两栖飞机侧风起降的滑流影响分析

大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机，针对1：15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响，对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算，再现了风洞试验现象，通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂，这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速，为保证飞行安全，继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示，在飞行雷诺数和螺旋桨转速下，相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失，偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析，建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系，进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估，研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。     

起落架舱对运输类飞机机身阻力特性的影响研究

通过对后体上翘的运输类飞机机身（机身＋起落架舱）的CFD数值模拟,研究了起落架舱对机身最小阻力攻角的影响。结果表明：对于后体上翘较大的运输类飞机,相对于净机身,加上起落架舱后,机身阻力增加,但最小阻力攻角明显减小。     

鸭式飞机矢量喷流对大迎角气动特性的影响

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机大迎角气动力的影响特性。研究结果表明：发动机喷口直径变大使得飞机大迎角升力和阻力系数增加，并产生低头力矩系数。喷流使得飞机大迎角升力和阻力系数明显增加，并产生低头力矩系数；大喷口状态喷流影响比小喷口状态高50%左右。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，喷管上偏减小升力和阻力系数、产生抬头力矩系数，喷管下偏增加升力和阻力系数、产生低头力矩系数，且喷管下偏影响明显比上偏大。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与飞机主流的相互作用机理进行了分析。     

冰脊对Y-8飞机副翼铰链力矩的影响分析

简述了展向冰脊形成的机理及形状,介绍了国内外关于飞机结冰的研究现状。依据仿真计算和风洞试验结果,分析了展向冰脊对Y-8飞机副翼铰链力矩的影响。分析结果表明:大多数情况下,对称冰脊使得铰链力矩减小;不对称冰脊产生的最大铰链力矩系数超过飞行员能克服的数值。该项研究结果可为飞机防冰、除冰系统的设计及飞行员操纵提供参考。     

天平与波纹管系统结构设计与有限元分析

为满足某飞机后机身风洞试验需求,研制了一种用金属波纹管密封测力天平的新型测力装置。利用密封原理,该装置的波纹管结构能有效地隔断风洞流场压力波动,使其内腔压力平衡,确保天平精确测量作用在飞机后机身上的气动载荷。通过对天平与波纹管系统进行合理的结构设计,以及应用有限元方法进行详尽的静态和动态力学分析,该装置得到了较为理想的设计结果。天平地面校准和风洞试验结果表明,波纹管密封效果好,对天平测力干扰小,达到了预期的试验要求。     

对前掠机翼外侧水平稳定面飞机气动布局的研究

一种高亚音速Ma数、前掠机翼、带有外侧水平稳定面(OHS)的飞机气动布局方案．通过风洞试验对其进行了试验性研究。由于风洞模型使用的翼面是对称翼型，增加了一项理论研究．来分析把机翼换成非对称翼型．例如换成常常作为高亚音速飞行使用的所谓超临翼型，对OHS飞行性能的影响。该翼型产生明显的负俯仰力矩系数。风洞试验表明．OHS方案与正常式气动布局相比较获得了非常好的减阻收益．基本上与较早验证的无前掠机翼OHS飞机的情况相同。根据理论研究可以得出．对于两种OHS气动布局和对应的正常式布局飞机．负俯仰力矩系数降了飞机升阻比性能．而OHS气动布局保持了明显的总体优势。     

具有机翼和立尾的尖头机身的不对称背涡及其气动特性

 在低速大迎角无侧滑情况下,翼身组合体(BW),翼身、立尾组合体(BWV)的侧力系数随迎角的变化规律与对应的单独机身的相应特性基本相仿。在有侧滑(|β|≤8°)的情况下,翼身组合体的侧力系数和偏航力矩系数随迎角的变化规律与无侧滑的情况也基本相仿。三种边条对抑制机身的不对称背涡在各种情况下均有显著效果。     

V尾飞机流动特点及静稳定性数值模拟研究

采用数值模拟方法对V形尾翼飞机开展流动特点与静稳定特性研究,并与常规尾翼飞机进行对比。计算结果表明,相对于常规尾翼,V尾的使用可较大幅度降低尾翼浸润面积,并提高后机身的升力贡献。V尾同时具有良好的纵向及横向稳定性,但航向稳定性不足。通过对流场的对比研究,发现V尾飞机的机身干扰导致两侧V尾侧向力及偏航力矩方向相反且相互抵消,会引起航向稳定性的损失。进一步分析表明,通过增加V尾上反角可有效提升V尾侧向力及偏航力矩,改善航向稳定性。     

解决一体化设计

通过风洞实验,人们发现:二维矢量喷管向下偏转后,除了可以产生预期的推力分量和俯仰力矩外,喷流的转折往往还能在扁宽的后机身或机翼等部位诱导出超环流,形成附加的气动升力,其数值随喷口偏角的增大而增大。此种情况在采用三维喷管的飞机上基本上是见不到的。三维矢量喷管偏转后,一般只能通过推力指向的变换,为飞机提供所需的纵向或方向操纵力矩,对外界气流的影响相对较小。     

旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。     

大涵道比涡扇发动机侧风试验方法研究

侧风条件对大涵道比涡扇发动机性能稳定性有重要影响。为开展大涵道比涡扇发动机侧风试验,分析了侧风试验标准要求及侧风发生装置的工作原理与调试标定方法,进行了大涵道比涡扇发动机侧风试验研究,制定了侧风试验数据分析方法。开发了1种用于模拟侧风环境的试验装置,并提出了1种风速标定方法和开展侧风试验的程序。结果表明:该试验装置可有效实现航空发动机侧风试验环境,该标定方法可得到侧风试验装置工作状态与试验所需风速之间的映射关系,具有重要的工程指导意义。     

侧风对某发动机工作参数稳定性影响

为了探明侧风风向对发动机工作稳定性的影响程度,利用在不同侧风风向条件下,某型大涵道比涡扇航空发动机在最大工作状态下工作的试验结果,分别采用了参数方差对比法和发动机低压压气机出口(25截面)流动特性表征法,研究了影响发动机工作稳定性的最严酷侧风风向。对比结果表明:从后背机身方向吹的侧风对发动机工作稳定性影响程度最大。发动机侧风试验应当把该方向的侧风作为重点试验考核风向,为今后其他型号航空发动机设计定型试验提供技术支持。     

大跨度平屋盖表面的特征湍流研究

首先介绍建筑特征湍流的含义及其表现的几种形式。然后重点对一种典型的特征湍流形式——锥形涡进行了探讨,给出了通过风压信息识别其特征参数的方法。最后,结合一大跨度平屋盖缩尺模型风洞测压试验,对锥形涡的涡心位置、作用范围以及运动模式等特征参数进行研究,并给出了定量结果。这些工作有助于更好地总结屋面风压分布的一些共性规律,并进一步提出符合屋面绕流特点的阵风荷载模型或脉动风压功率谱。     

超高层建筑表面脉动风压空间相关特性试验研究

通过对某超高层建筑模型同步测压风洞试验,分别从时域和频域对模型各表面典型测点脉动风压水平和竖向空间相关性系数、以及水平和竖向相干函数进行了全面深入分析。与相关参考文献中提出的经典风速相干函数表达式进行了比较,给出了侧风面脉动风压相干函数考虑涡旋脱落影响的新的数学模型,拟合了公式参数,得到的结果可为建立更为精细的气动力模型所参考。     

飞机方向舵故障建模与侧风着陆仿真

基于风洞试验数据和CFD数据,建立了某型飞机上、下两片方向舵在松浮、卡滞和脱落等故障的数学模型;针对方向舵脱落故障,在飞行模拟器上进行了人在环的侧风着陆仿真试验,验证了模型的准确性,得到了与实际侧风响应相吻合的故障模型;最后,基于此模型探讨了方向舵故障下的侧风着陆安全性与驾驶员负荷.     

民用飞机大侧风验证试飞方法研究

抗侧风作为飞机飞行的一项重要能力,需要通过试飞的方法进行验证,以表明飞机的抗侧风能力满足民用飞机适航规章条款的要求。主要从大侧风的试飞方法、试飞技术、试飞结果处理方法、适航验证等方面进行研究,提供民用飞机的大侧风验证试飞方法和适航符合性方法研究。     

侧风环境下行驶的直背式轿车气动力计算

分别对直背式简化轿车模型在无侧风、稳态侧风、非稳态侧风三种条件下汽车周围流场进行了数值模拟,并对汽车受到的气动力进行了计算.结果表明,定常侧风会产生较大侧向力,阻力和升力也有一定增加;在非定常侧风作用下,气动力变化趋势与侧风速率变化趋势基本相同.阻力增大幅度较为平缓,侧向力增大较为显著,升力处于两者之间.当侧风增大到一定速率后,车外流场会发生较大变化,尾涡会转变为侧向涡.      

一种尾流消散动态预测的改进算法

尾流间隔是增大跑道容量的主要限制因素之一，为了在保持安全水平的前提下有效地增大跑道容量，可以对尾流消散进行动态预测，并据此缩减尾流间隔。研究了一种尾涡消散动态预测算法，该算法考虑了真实大气的大气分层、湍流、侧风、迎面风、风切变以及地效影响，并用一阶后向差分对该算法进行了离散化改进；在改进算法的基础上，时进近阶段尾流的消散在Matlab中进行了仿真计算；计算结果复现了尾涡的下沉现象和侧风对尾涡传输的线性累积效应。     

某型飞机进气道地面涡畸变流动特性

以配装大涵道比涡扇发动机的某型运输机在未铺装跑道静止开车、滑行等实战使用环境为背景,建立了全尺寸三维仿真计算模型,通过数值仿真,分析研究了风速、风向以及滑跑速度对该型飞机进气道地面涡的流动特性及发动机进口畸变特性的影响。结果表明:该型运输机270°侧风条件下,随着风速的增加,地面涡强度呈现先增加后减小的规律,风速为2~4 m/s时强度最大,风速在6 m/s以上地面涡特性消失;风速为3m/s时,在风向为210°左右地面涡强度达到最大,外物吸入能力最高,其导致的进气道出口周向压力畸变最强。该型运输机滑行状态相对于其静止、逆风环境,地面涡的范围、强度均较小,对进气道出口流场品质也影响较弱。