带边条后掠翼融合体隐身布局的应用研究

应用棱边边条和小展弦比大后掠角机翼融合设计，使边条涡稳定机头的脱体涡改善机翼根部流场；同时合理配置前翼，使鸭翼产生的涡流流经机翼时，加强了机翼上表面的主体涡流强度，推迟了机翼表面流态分了，提高了机翼的非线性升力。特别在大攻角时，边条涡处在机翼上表面与鸭翼自由涡和机翼主体涡相干涉，形成了三涡一体的非线性升力，极大地改善了全机的流动特性。经实验证明，该布局提供的方案，具有与同类普通布局为高的升力线斜率     

风洞实验中机翼振动对气动特性影响的计算分析

通过求解非定常N-S方程研究了弹性机翼在低速气流中振动时的气动特性,并与刚性机翼气动特性做了比较。通过结构有限元方法计算出模型机翼的结构模态和相应振动频率,假设机翼以最小刚度的弯曲模态振动,计算了不同振幅下不同迎角、尤其是失速迎角附近的升力特性。计算结果表明,在小振幅下机翼的平均升力特性和刚性机翼相差很小,但当振幅达到一定幅度后,振动机翼下平均升力特性与刚性机翼的结果有较明显的差别,主要表现在最大升力系数的降低和失速迎角的减小。此结果可以解释实际风洞实验中最大升力系数往往小于CFD结果、实验中最大升力系数对应的迎角也比CFD结果小的现象。     

扑翼飞行器机翼开孔对气动特性的影响研究

论述了扑翼飞行器扑动升力产生的基本原理,提出采用机翼开孔的方式获得扑动升力的方法。通过风洞试验研究了翼面开孔对机翼气动特性的影响,结果表明机翼开孔可以有效获得扑动升力,降低扑动功耗,但会损失一定的推力。采用正交实验方法对风洞实验进行设计,构建机翼气动力关于实验参量的二次响应面方程,并通过响应面方程对开孔机翼的气动特性进行评价。结果表明所设计的开孔机翼最大起飞重量与无孔机翼相当,但其低速飞行能力较好,功率消耗较少,有望实现悬停飞行。     

OWN_机翼布局升力特性研究

研究OWN(Over-the-Wing Nacelle)对机翼升力特性的影响。通过对OWN和机翼组合体的气动数值模拟,给出环量(升力)沿机翼展向分布,结合机翼剖面上下翼面压强分布,分析了OWN对机翼的影响;通过对比研究分析了OWN的不同安装位置对机翼升力特性的影响。研究结果表明,可以作为类似的发动机短舱置于机翼上方布局设计参考。     

基于共轭方程法的跨音速机翼气动力优化设计

 设计状态的机翼气动力特性是设计人员最为关心的指标, 应用控制理论设计方法进行了有升力约束情形下跨音速机翼阻力优化设计研究, 根据给定的目标函数推导了相应的共轭方程和边界条件, 研究了共轭方程的数值求解方法, 以及计算目标函数对设计变量的敏感性导数时所涉及的度量矩阵变分求解问题, 研究了流场计算、共轭方程数值求解、敏感性导数求解和拟牛顿优化算法这几个主要方面的有效结合问题, 发展出了一种跨音速机翼气动力优化设计方法, 进行了跨音速机翼气动力优化设计研究验证, 优化后机翼气动力特性有一定程度的改善, 阻力系数能减少20%左右, 而升力系数有所增大, 说明所发展的设计方法是成功的, 该设计方法在跨音速及复杂外形气动设计方面比以往设计方法具有更好的适用性和优越性。     

战斗机边条翼大迎角涡升力研究

利用求解(翼身组合体)欧拉方程的数值计算方法，对边条翼布局飞机的气动力特性进行了研究，计算并分析了边条翼对机翼表面压力分布的影响规律以及对全机升力特性尤其是大迎角升力特性的影响。最后，给出了带边条翼战斗机大迎角涡升力特性的研究结论。     

大型水陆两栖飞机吹气襟翼设计与分析验证

针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流场结构,最后通过风洞试验验证了该方案的增升效果.结果显示该设计方案在较宽的吹气动量系数范围内,最大升力系数均有不同程度的增幅,在吹气动量系数约为0.2左右时,获得最大的升力系数增量约为1.0,按照原型机的滑流影响规律推算,当采用吹气襟翼的主动流动控制方案后,起降速度能下降约30%,达到了设计指标.      

信息——波音应用NASA风洞测试787高升力系统设计

目前波音公司购买了NASA兰利研究中心美国国家跨声速风洞设施的试验时间，正对787飞机的高升力系统设计进行评估。高升力系统包括用于提高机翼升力性能的襟翼和前缘缝翼，以保证飞机安全、高效起飞和着陆。为试验新的高升力概念，波音开发人员设计了新的787型后缘襟翼，并将其安装在已有的777半翼展模型上。     

机翼／机身低亚声速最大升力系数预测方法

本文研究了大展弦比机翼／机身低亚声速最大升力系数的半经验预测方法。该方法采用便宜可靠的势流面元法／分离泡／边界层粘性耦合技术与最大升力状态下流动现象的观察经验（压力偏差律）相结合。其中势流面元法采用第二代低阶面元法，每个面元上常值源汇和常值仍极子奇点分布；机翼后缘分离流采用简单有效的虚拟固体边界包围分离区模拟方法。它包括二维和三维间的信息交换，以及粘性／势流间的耦合迭代。ＧＸ－Ⅱ机翼／机身算例表明该方法能够计算机翼／机身详细的亚声速气动载荷和表面压力分布。计算的Ｃｌ－α曲线结果与实验数据有较好的一致性。     

Gurney襟翼对某型客机流动控制数值模拟

为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型,机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律;在机翼外侧区域,Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。数值模拟的结果还表明,Gunney襟翼可以提高客机的升力系数,而且不会给飞机流场带来明显的改变。     

基于CFD的机翼结冰过程分析

采用一种适用于分析机翼结冰过程的数值模拟方法,该方法在飞机结冰气象条件下采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）对机翼流场进行计算,获得流场中二维机翼翼型的水滴撞击特性,并遵循质量和能量守恒方程,计算出机翼表面的结冰量,预测出机翼的积冰形状。所得冰形与文献中的试验数据吻合良好,表明数值模拟方法有效。另外还分析了结冰对机翼升力、阻力和压力系数的影响,其结果可以指导飞机机翼防／除冰系统的设计研究     

非平面机翼最小诱阻的法洗分布

关于机翼最小诱阻的下洗分布问题,很早就有人进行过研究。在升力约束条件下,Munk证明具有最小诱阻的机翼展向下洗分布为一常数。对于平面机翼在升力和翼根弯矩约束条件下,Jones证明具有最小诱阻的展向下洗为线性分布。目前使用的飞机机翼,通常都有上反角,且有的机翼上反角沿展向还有变化(例如带翼梢小翼的机翼)。对于这样的非平面机翼,在升力和翼根弯矩约束条件下,其最小诱阻的展向法洗分布规律尚不清楚,这就是本文所要研究的内容。     

非平面机翼最小诱阻的法洗分布

 关于机翼最小诱阻的下洗分布问题,很早就有人进行过研究。在升力约束条件下,Munk证明具有最小诱阻的机翼展向下洗分布为一常数。对于平面机翼在升力和翼根弯矩约束条件下,Jones证明具有最小诱阻的展向下洗为线性分布。目前使用的飞机机翼,通常都有上反角,且有的机翼上反角沿展向还有变化（例如带翼梢小翼的机翼）。对于这样的非平面机翼,在升力和翼根弯矩约束条件下,其最小诱阻的展向法洗分布规律尚不清楚,这就是本文所要研究的内容。     

螺旋桨滑流与机翼气动力干扰及飞机升力特性研究

本评议就螺旋桨滑流与机翼气动力干扰进行了流动机理的探讨，对文献和实验资料进行分析研究，并给出了飞机升力特性的估算方法。     

考虑吸气分布影响的HLFC机翼优化设计

针对混合层流流动控制(HLFC)机翼气动优化设计问题,采取将自由变形(FFD)参数化方法、基于紧支函数的径向基函数(RBF)动网格技术和改进的微分进化算法直接与CFD数值评估方法进行耦合的方式,建立了可同时考虑吸气控制分布和机翼型面影响的HLFC机翼气动优化设计系统。其中转捩预测方法为e N。针对无限展长后掠翼,利用该系统进行了单点、考虑升力系数变化的多点以及同时考虑了升力系数和马赫数变化的多点鲁棒优化设计研究。设计结果表明:HLFC机翼的有利压力分布形态为头部峰值较低,峰值之后为一定的逆压力梯度,之后为大小适宜的顺压力梯度。相比于初始构型,单点优化设计结果凭借有利压力分布形态将转捩点从弦长的2%推迟到了弦长的57%,但是吸气控制强度却只有初始构型的一半左右。多点设计结果表明:提高吸气控制强度尤其是吸气区域首尾2部分的吸气强度,有利于提高HLFC机翼的鲁棒性。当马赫数在0.77~0.79的范围内变化,升力系数在0.53~0.65的范围内变化时,多点设计结果都能维持37%弦长以上的层流区。     

倾转旋翼机过渡状态飞行速度对气动性能的影响

针对倾转半机翼类型的倾转旋翼机，采用计算流体力学方法建立过渡状态的数值计算模型，用于其气动特性计算与分析，研究前飞速度对倾转旋翼机过渡状态气动性能的影响。首先，基于动量源方法建立旋翼气动分析模型，对孤立旋翼进行动压分布计算并与试验结果进行对比，验证建立的动量源方法的有效性；然后，建立全机的气动干扰数值计算模型，对机身采用非结构化网格进行划分；最后，分析过渡状态主要部件竖直方向力及倾转段机翼气动性能随前飞速度的变化规律。结果表明：随倾转角增大，倾转段机翼的升阻比减小明显；在小倾转角度下，虽然倾转段机翼发生了失速，但由于其迎风面积增大且在升力方向上具有一定的投影面积，其升力不会迅速减小。     

考虑动力影响的民用飞机静气动弹性分析方法

采用了一种基于多块网格的N-S方程和结构柔度影响系数法,考虑气动、结构非线性的基于RBF插值和RBFDelaunay动网格变形技术的静气动弹性分析方法对喷流对弹性机翼的气动力影响进行了研究。利用DLR F6翼身组合体构型对静气动弹性方法进行验证,保证了计算的可信性。采用该方法对比分析了某民用飞机无喷流/有喷流构型的静气动弹性特性,表明发动机喷流会给机翼带来一个正的扭转效应,抵消一部分机翼后掠效应的影响,使机翼前后缘挠度均会有所增大,弹性变形引起的多数剖面的附加扭转角有所减小。研究表明:喷流影响会使刚性机翼表面的压力分布发生变化,升力系数有所损失;考虑喷流的机翼静气动弹性变形是一个耦合效应,发动机喷流区主要受喷流影响,外翼段主要受弹性变形影响。数值模拟结果表明:无喷流影响时机翼的弹性变形使升力系数下降约16%,升阻比下降8.4%,考虑喷流影响时,升力系数下降达到18%,升阻比下降36%。因此,对于大展弦比机翼,考虑喷流影响的静气动弹性分析十分必要。     

复合式高速直升机旋翼下洗流对机翼的气动影响分析

对复合式高速直升机的旋翼两侧不同强度下洗流对机翼的气动干扰分析,可以为类似构型直升机的气动外形设计及优化提供一定的参考。采用动量源方法对复合式高速直升机悬停及前飞状态的流场进行数值模拟,分析旋翼两侧不同强度的下洗流对机翼的气动影响,研究改变旋翼桨盘高度和机翼展弦比对气动特性的影响。结果表明：复合式高速直升机前飞时,随着旋翼桨盘的增高,两侧机翼升力差峰值减小,且峰值落在更小速度处;随着机翼展弦比的增大,两侧机翼升力差峰值减小,且在峰值后同一速度下,机翼越细长两侧升力差越小。     

旋翼螺旋桨/机翼巡航状态气动干扰规律研究

为优化倾转旋翼机气动布局,研究旋翼螺旋桨与机翼间复杂的气动干扰,在考虑有限翼展三维效应、翼尖小翼情况下,通过改变机翼外翼段的长度,研究了旋翼螺旋桨与机翼间的气动干扰规律。使用计算流体力学的三维非定常计算方法获得了巡航状态下旋翼螺旋桨与机翼的流场特征及气动特性参数,研究了螺旋桨滑流对机翼的上洗、下洗作用,以及机翼对螺旋桨滑流的阻塞作用。计算结果表明,随着机翼外翼段的增长,阻塞作用加大,螺旋桨的拉力系数、功率系数均有增大,并且存在周期性波动,波动幅值在5%~6%;机翼受螺旋桨滑流上、下洗作用,其升力系数和阻力系数都减小,但升力系数减小更为明显,升力系数和阻力系数都出现了1%左右的波动。计算同时也反映了有限翼展的三维流动特点。     

机翼优化设计中颤振特性的快速预估方法

某民机型号研制中，为改进飞机性能对机翼部件进行了结构优化设计，而机翼的颤振特性是衡量结构优化设计方案是否满足设计要求的一项重要指标。这里介绍了一种颤振特性快速预估方法，用于研究机翼优化设计中结构刚度降低对机翼颤振特性的影响趋势。并用此方法对该飞机机翼结构优化设计方案进行了机翼翼面刚度及颤振特性预估，迅速评估了优化方案是否满足颤振设计要求。