适用于多迎角结冰试验的混合翼型设计

为突破结冰风洞对翼型模型尺寸的限制,提出了一种新的混合翼型设计方法,可使用一套混合翼型模拟原始翼型在不同迎角下的结冰试验,弥补了以往混合翼型只能在单个设计迎角下使用的缺陷。方法采用多段翼的形式设计混合翼型,以多目标迎角等结冰试验条件作为设计输入,优化设计主翼外形和襟翼的位置、偏转角度,利用襟翼位置和偏转角度的变化实现混合翼型和原始翼型前缘表面的压力系数在不同迎角下能够保持一致,继而保证前缘结冰外形的一致性。设计的混合翼型较原始翼型弦长减小接近40%,在冰风洞中对混合翼型和原始翼型在目标结冰条件下进行试验,对比结果显示,在选取的多个目标迎角下,混合翼型和原始翼型二维截面的结冰外形基本一致,提出的混合翼型设计方法能够有效的模拟原始翼型在不同迎角下的结冰外形。     

半模机翼振动对气动性能影响的风洞试验研究

为了验证翼型振动测压试验结果和有关振动数值模拟文献的计算结果,设计完成了对称翼型NA-CA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼的低速风洞振动试验。通过专门研制的半模振动模型,选取5种激振方式,用直接测力法得到了模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,分别研究了振动频率、雷诺数、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性的影响。试验结果表明：半模机翼振动的气动特性与二元翼型和数值计算情况有所不同,其影响因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等会产生不同效果。并对产生原因进行初步探讨。     

夹层结构复合材料翼型件模压工艺

对夹层结构复合材料翼型件的成型工艺进行了选择、试验,确定了夹层结构复合材料翼型件的成型方案,从而使翼型件具有优异的外形和性能。     

翼型相对厚度对失速分离特性的影响

雷诺数为3.0×106时,选用了五种典型厚度的翼型,对其失速分离特性进行了实验研究,本文给出了这些不同厚度翼型失速分离特性的主要研究结果.研究结果表明,翼型相对厚度在7%～38%的范围内,各翼型的失速分离特性主要取决于上翼面的流动分离状况,这与文献[1,2]的结论一致.但是,对于特大相对厚度的55%的特厚翼型,则呈现出一种与前述不同的独特的失速分离特性.这种翼型的失速分离特性将会受到下翼面绕流特性的强烈影响,正是这种下翼面压力的发展变化最终导致整个翼型的完全失速分离.     

弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况下,翼型的失速迎角会比传统定常意义上的失速迎角提前出现,为长期以来数值计算得到的失速迎角与风洞实验、飞行试验结果的不同给出了一种物理解释。     

锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究

翼型湍流边界层与尾缘相互作用产生的尾缘噪声是翼型自噪声的最主要分量,多年来研究者们已经在理论、数值和实验方面开展了多方面研究,但有关翼型尾缘噪声的产生机理和抑制方法仍有待深化与发展.本文利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用锯齿型翼型尾缘来控制翼型噪声的方法,重点研究了不同攻角情况下不同锯齿形对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响.实验结果表明,翼型尾缘附加锯齿是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段的远场气动噪声有比较明显的降低效果;而且,降噪效果与锯齿的齿数和齿间倒角有关.附加锯齿对翼型壁面动态载荷的影响较小,基本不影响翼型的气动性能.     

逆压区域锯齿结构翼型气动噪声特性研究

为了研究翼型在逆压梯度区域内的流动控制和气动噪声特性，在NACA0018翼型0.45～0.50倍弦长区域内设置三种锯齿结构，应用Lighthill声类比方法对比分析了翼型在不同工况下的近场和远场气动噪声特性。结果表明，逆压梯度区域内锯齿翼型的近壁面湍流强度随锯齿夹角的增大而增大，锯齿翼型流动分离点的位置比干净翼型提前，90°锯齿翼型的动压幅值降低；翼型的主要噪声源分布在翼型吸力面沿至尾流区域，90°锯齿夹角翼型在翼型弦长中点上方和前方0.5 m处的噪声分别降低了约1 dB和3 dB;增大来流速度使翼型近场的最大总声压级方向由0°变为10°;90°锯齿翼型在不同来流速度下近场和远场的降噪效果良好。     

椭圆翼型低速气动特性研究

为对椭圆翼型的低速气动特性进行研究,通过不同相对厚度椭圆翼型气动特性的数值计算和分析比较,选取16%相对厚度椭圆翼型作为试验翼型,在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内对此翼型的低速气动特性进行了试验研究,试验采用表面测压和尾排型阻测量技术.试验结果与数值计算结果的对比表明,在较高速度和雷诺数下试验值与计算值吻合得较好,但在小速度和低雷诺数下试验值与计算值则相差较大,在升阻和力矩特性方面,椭圆翼型呈现出不同于传统翼型的气动特性.     

典型翼型参数化方法的翼型外形控制能力评估

现代飞行器的精细化设计需求要求翼型参数化方法具有精准的翼型外形控制能力。依据标准的风洞模型公差要求,以五个典型翼型作为测试翼型,分别对Hicks-Henne参数化方法、样条参数化方法、PARSEC参数化方法和CST翼型参数化方法的翼型外形控制能力进行评估,依据每个翼型参数化方法的评估结果并结合其固有特点进行适应性分析。结果表明:四种翼型参数化方法对翼型外形的控制能力存在较大差别,具有不同的适用范围。评估典型翼型参数化方法的所得结果可指导设计人员依据具体的设计需求选择适当的翼型参数化方法。     

采用新翼型的函道螺旋桨气动特性实验研究

对国内，外螺旋桨翼型研制和发展的情况作了简单回顾后对分别采用ＮＰＵＰＲ翼型及ＮＡＣＡ－１６翼型设计的四种螺旋桨方案的气动设计方法作了简单说明，同时介绍了用这些方案进行风洞实验研究的主要结果，这些结果与计算结果相一致。     

多通道带蜂窝新型复合材料翼型件的研制

围绕多通道带蜂窝复合材料翼型件新型结构开展研究,通过一系列的分析评估、方案调整,最终确定了一种可行的新型翼型件制造方案。     

用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究

在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果。结果表明：软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性。在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力。由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的。     

自适应翼型的气动外形优化设计

 二维翼型自适应的研究是设计自适应机翼的基础。提出了在不同 Ma数、迎角下,用 Powell法优化二维翼型前、后缘襟翼的偏转角,以获得比常规翼型在亚声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的自适应翼型的研究方案。并与原始翼型以及气动双目标 (亚声速时,大升阻比;超声速时,小阻力系数 )的优化翼型进行了比较,证明了自适应翼型比气动双目标的优化翼型气动效率更高。初步探讨了二维翼型前、后缘襟翼的偏转位置对气动效率的影响。     

翼型在自适应壁风洞中试验时的侧壁边界层三元效应研究

二元翼型试验时模型安装于侧壁转盘上会引起侧壁边界层三元效应，中国航空研究院西北工业大学和德国宇航院哥廷根流体力学研究所合作用计算和试验方法进行了研究。作者介绍了1995－1998年的研究，包含研究目的，方案，计算方法，在德国路德维希管风洞中的验证试验，结果分析和初步结论。     

半模机翼振动的风洞实验技术研究

飞行器机模型振动是影响其风洞实验数据可靠性的主要因素之一。为此,通过专门研制的半模振动模型,采用对称翼型NACA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼进行了低速风洞振动实验。选取五种激振方式,用直接测力法得到模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,研究了振动频率、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性测量结果的影响。结果表明：振动对半模机翼气动特性的影响程度因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等而产生不同效果。结论对提高飞机模型风洞实验大迎角振动情况下的测量精准度有参考价值。     

结冰风洞过冷大水滴试验中混合翼设计

开展结冰风洞过冷大水滴结冰试验验证了现有混合翼设计准则。结冰风洞过冷大水滴结冰试验条件采用大、小水滴两种喷嘴组合喷雾实现了与冻毛毛雨水滴质量“双峰”分布曲线非常符合的过冷大水滴结冰环境模拟。以0.50 m弦长的NACA0012翼型为原始翼型，基于面向工程、面向适航的混合翼设计准则通过求解Navier-Stokes(NS)方程计算翼面压力分布，以混合翼与原始翼型驻点位置和前缘吸力峰值尽可能重合为目标，在保证前缘附近与原始翼型相同的基础上混合翼的设计弦长缩短50%。在结冰风洞中开展冻毛毛雨环境下的结冰试验验证混合翼设计效果，结果显示混合翼型与原始翼型模型前缘表面的冰形特征基本一致，局部冰形存在少量差异，混合翼型模型表面冰形冰高略偏大。所得结论表明现有混合翼设计准则在冻毛毛雨环境下依旧适用，可供后续开展相关民机型号的过冷大水滴结冰风洞试验参考。     

利用常规风洞进行二元翼型试验的竖置全跨方法

采用竖置全跨试验方案,在CARDC(中国空气动力研究与发展中心)4米×3米风洞进行了几个二元翼型模型风洞试验。最初选用的模型是NASA GA(W)-1翼型,并作为校验模型。试验雷诺数高达4.69×100~6,攻角范围为-10～24°,试验结果相当满意。     

直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究

针对CH-9.5旋翼翼型,开展了不同马赫数、迎角及振动频率下的静态和动态气动特性实验,介绍了试验测量方法、试验结果处理步骤,测量了不同状态、不同参数时的翼型动态失速特性,给出了迟滞环区域随马赫数、迎角及振动频率的变化规律,所得的试验结果为理论模型提供了验证依据。     

五种径向扩压器与同一离心压气机叶轮相互匹配的试验研究

介绍了某型离心压气机叶轮与五种径向扩压器匹配的试验研究。通过试验录取了五种径向扩压器与同一离心叶轮匹配的性能数据，并对试验结果进行了初步分析和对比．评定了各方案试验性能的优劣；还讨论了叶片式径向扩压器造型参数的变化和叶片前后缘圆心位置的不同处理对离心压气机性能的影响。     

旋翼翼型气动设计与验证方法

为满足我国直升机研发对自主旋翼翼型的迫切需求,开展了旋翼翼型气动优化设计与验证方法研究.发展了旋翼翼型指标分析与给定方法,给出了我国直升机旋翼翼型谱系规划设想,以进化多目标算法为基础结合PCA算法建立了旋翼翼型多点/多目标优化设计方法,突破了旋翼翼型气动特性精准测量风洞试验技术.利用所建立的方法对典型厚度翼型进行了优化设计并开展了风洞试验验证,计算评估与试验验证均表明自主设计翼型综合性能较国外参考翼型有一定提升.在此基础上,进一步构建了旋翼性能理论计算与试验验证综合评估方法,两种方式得到的旋翼主要性能数据偏差小于5％,表明该方法具有较高的可靠性.评估结果显示,基于设计翼型的旋翼模型气动性能较基于参考翼型的旋翼模型提升了3％.