确定低雷诺数翼型转捩分离泡位置的实验研究

在翼型模型的表面粘贴表面热膜,由其给出脉动电压的均方根值和波形图,可测出层流边界层分离点和湍流边界层再附点,转捩分离泡的位置也就确定了。     

后机身收缩方式对通航飞机气动特性的影响研究

通航飞机是民用飞机的重要组成部分,其外形特征对气动阻力具有不可忽视的影响。采用基于 N-S方程的数值模拟方法,分析典型通航飞机阻力极曲线的桶形特征以及机身上表面轮廓线曲率对阻力的影响;研究机身上表面、下表面和侧面 3 种收缩方式下,通航飞机气动特性的差异,并对基础外形和改进外形气动特性进行对比。结果表明：收缩率增大时,...     

旋成体表面沟槽减阻试验研究

在旋成体模型表面粘贴铝基沟槽蒙皮,研究沟槽表面对模型阻力的影响。给出基于来流单位雷诺数的沟槽尺寸无量纲公式,用于设计沟槽齿高和齿宽,依据试验风洞的单位雷诺数范围,选定3种尺寸的沟槽进行减阻试验。结果表明,在旋成体表面湍流流动区域顺流向布置沟槽,当沟槽齿高和齿宽的无量纲值h＋、s＋均小于25时,在小迎角下具有减阻作用,当s＋约为15时减阻效果最明显,可减小约3%～4%的阻力。     

平片控制器尾迹对壁面阻力的作用

 <正> 1.引言 飞行器的表面摩擦阻力约占总阻力的一半,无论从节能还是从提高飞行速度考虑,减小表面摩擦阻力都很重要。通常飞行器上大部分区域为湍流流动,所以设法减小湍流阻力更为人们关注。美国NASA探讨了十种不同减阻方案,其中壁面槽纹法已可实际应用,但减阻仅为4％。此外,平片控制器被认为较大发展前途,瑞典科学家曾将平片控制器安装在飞机上进行测量,获得了纯减阻收益。但由于流功的复杂性,其减阻     

减轻飞机颠簸的突风减载系统

飞机穿过湍流区飞行时,往往产生很大的颠簸,使乘客对飞行安全有提心吊胆的感觉,乘客如不系紧座位上的安全带,在飞机遇到大湍流时很可能受伤.因此现代高性能客机上往装有突风减载功能或突风减载系统,用来减轻飞机的颠簸,提高乘客乘坐飞机的舒适程度,减小作用在飞机上的载荷并减轻结构疲劳.目前在客机上安装的对付湍流的突风减载系统还未达到尽善尽美的地步,一般做到具有相当的性能就可以了,因进一步提高性能就会受到复杂性、取证试验和成本的制约.     

CJ828大型客机“鲨鱼鳍”式翼梢小翼的气动设计

诱导阻力是飞机阻力的重要组成部分,在机翼翼尖加装翼梢小翼是减小飞机诱导阻力的一种重要手段.针对CJ828干线客机机翼进行翼梢小翼的气动设计及研究,确定翼梢小翼的六个主要参数:展长、后掠角、尖削比、倾斜角、安装角和翼型;综合blended winglet与raked tip形式的小翼特点,从raked tip衍生出一种bladedwingtip式翼梢小翼.通过CFD技术,对设计的小翼进行气动性能计算,计算结果表明,该翼梢小翼能够有效提高CJ828机翼巡航时气动性能,减小巡航飞行时阻力,在巡航状态下升力系数提高1.50％,阻力系数降低6.80％,升阻比提高8.92％.并且,添加小翼可以延长机翼上表面的等压线长度,耗散机翼翼梢涡,降低尾涡强度,减小飞机翼尖效应的影响区域.     

大展弦比飞机模型边界层转捩模拟技术

针对大展弦比飞机模型高速风洞试验需求,进行了边界层转捩模拟技术研究.研究表明:与传统的金刚砂粗糙带相比,柱状转捩带具有粘贴牢靠、可操作性强等优势,已经推广应用于大展弦比飞机模型高速风洞试验;边界层转捩对大展弦比飞机模型气动特性有重要影响,不仅影响阻力,而且对升力与俯仰力矩均有明显影响;在目前国内低雷诺数风洞条件下建议在边界层固定转捩条件下进行风洞试验,以提高风洞试验精度.     

更敏感更精确更及时新型增强型湍流探测雷达

满足 FAA"增强型湍流探测"标准的第二代湍流探测雷达已经问世。它们以新的技术和算法使机组人员可以更及时地获得航路上的危险气象信息,减少意外遭遇湍流的几率。经常乘坐飞机的人都知道,飞机在飞行中时常会产生颠簸。这种颠簸不仅发生在飞机穿越淡积云、强雨云或雷暴云等带有强烈的下冲气流或风切变的对流湍流时,有时飞机在晴空万里的蓝天中飞行时,也会遇到称之为"晴空湍流"的气流,使飞机产生强烈颠簸。     

民用飞机湍流边界层噪声分离技术的应用

为了获取特定巡航工况下飞机外表面湍流边界层噪声以及发动机噪声的频谱和声压级,在机体外表面安装表面声压传 感器进行测量,根据传感器数据之间的相干关系,采用湍流边界层噪声分离技术将湍流边界层噪声与发动机噪声从总的声载荷中 分离出来。采用Robertson模型计算与飞行试验相同的巡航状态下湍流边界层噪声频谱,并与飞行试验结果进行对比。结果表 明：在巡航状态下,对于机体外表面总的声载荷,湍流边界层噪声的贡献量大于发动机噪声的;在中心频率为20~10000 Hz时,采用 Robertson模型得到的湍流边界层噪声频谱与飞行试验结果的1/3倍频程谱曲线趋势较为吻合,总声压级相差约2 dB。试飞结果验 证了该噪声试验及分离技术具有良好的应用效果。     

SA一方程湍流模型参数影响分析与辨识

SA(Spalart-Allmaras)一方程湍流模型是目前工程湍流计算中主要采用的湍流模型之一。首先,针对某典型战斗机的小攻角、中等攻角、大攻角流动工况,利用均匀试验设计方法分析SA一方程模型中8个参数取值对上述工况下飞机升力和阻力系数计算结果的影响规律;然后,建立工程湍流模型参数的辨识方法,并将其用于该战斗机大攻角工况下湍流模型参数cb1值的辨识调整。结果表明:不同工况下,湍流模型参数对计算结果的影响规律不同;在附着流状态下,对升力和阻力影响较大的参数是cv1和cb1;在中等攻角和较大攻角下,对升力和阻力影响较大的参数是cb1;适当减小参数cb1的取值后,升力和阻力系数的计算结果有较明显的改善,这可能与飞机大攻角分离流场中涡粘系数和剪切应力的发展与自由剪切流存在一定差异有关。     

高雷诺数下机翼表面层流段长度对减阻量的影响

层流减阻技术是提高飞机经济性的重要手段,开展可应用于工程实践的层流减阻研究具有重要的意义。针对某民用飞机翼身组合体构型,采用数值模拟法分别研究雷诺数为1.0×107和1.8×107时全湍流以及机翼弦向保持7%、15%、20%、30%、40%层流段长度范围的减阻特性。结果表明:与全湍流情况相比,层流段长度的增加可以有效减小飞机阻力,增加升阻比;当层流段长度保持在40%时,飞机的减阻量可以达到11.0%左右,而升阻比可增加12.3%左右,且在较小雷诺数下有着更大的减阻收益;层流范围增加可有效减小摩擦阻力系数。     

运输类飞机巡航阻力CFD计算分析

针对运输类飞机设计过程中的巡航阻力准确预测问题,采用基于多块结构网格求解三维雷诺平均Navier-Stokes方程的并行流动求解器“CCFD-MB”,对AIAA阻力预测小组提供的典型运输类飞机DLR—F6翼身构型进行了CFD计算分析,比较了小同规模网格及不同湍流模型对计算结果的影响;并通过与DLR-F4翼身构型计算结果...     

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。     

湍流传感器的发展

一种用于发现和测量湍流，并且通过飞行控制系统能自动消除其影响的激光雷达（LIDAR）湍流传感器已在一架A340-300飞机上进行了飞行试验。     

电热除冰复合材料层合板拉伸性能试验研究

<正>当飞机在寒冷或多云的天气条件下飞行时,大气中的过冷水滴撞击在飞机表面,在飞机的气动表面很容易形成冰层。这种条件不仅增加了飞机的重量,而且还会导致机翼表面气流分离,造成飞行阻力上升、操作性下降、稳定性减弱,对飞行安全形成很大威胁~[1]。为了减少相关的安全事故,飞机上的除冰防冰系统起到了关键性的作用。其中,电热除冰系统因其低能耗、易控制,越来越广泛地应用于飞机机翼除冰。相比于传统的复合材料层合板,电热除冰复合材料层合板继承了其优异的力学     

湍流度和雷诺数对附面层转捩位置的影响

对于层流翼型模型，当湍流度小于，当湍流度小于０．１％时，附面层转捩点位置没有明显影响，但其大于０．１％ 后则影响明显；而对ＮＡＣＡ００２４对称翼型西式春表面附面层转捩点位置不受湍流度的影响。     

一种分布式电动飞机螺旋桨滑流影响机理

提出了一种分布式电推进螺旋桨飞机，采用二阶精度求解RANS方程的k-ω SST （Shear-Stress-Transport）湍流模型，基于多参考系（MRF）方法，针对低速特性进行数值模拟，得到了分布式螺旋桨滑流效应对全机气动特性的影响规律，重点对螺旋桨后方速度场及机翼表面压力分布进行分析。结果表明有滑流状态增加了全机升力和阻力，升力系数最大增量超过65%，且升力增量随迎角的增加而增大，改善了失速性能，增加了低头力矩；螺旋桨旋转增加了周向速度，改变了径向速度分布，增加轴向速度，高能量螺旋桨滑流改变了机翼当地升阻力特性；螺旋桨桨叶向上旋转一侧气流受上洗影响而局部迎角增加，另一侧局部迎角降低，越靠近桨盘位置，受螺旋桨洗流带来的影响越大；螺旋桨的旋转方向对螺旋桨两侧的机翼表面压力分布有较大影响，尤其是翼尖螺旋桨对全机气动性能影响较大。     

阻力方向舵在无尾飞机飞行控制中的应用

阻力方向舵在无尾飞机上得到广泛的应用。以一种无尾飞机为例,讨论了阻力方向舵舵效的非线性、耦合性等基本特性,并说明了阻力方向舵张开后对飞机整体的影响。给出了阻力方向舵在无尾飞机航向增稳、空速控制、作为复合舵使用三个方面的应用实例和仿真结果,说明了阻力方向舵在无尾飞机飞行控制应用中存在的一些问题及其解决方法。     

飞机增升装置气动力特性计算方法研究

本文给出了飞机增升装置气动力特笥的数值计算方法和计算结果，为了计算增升装置的缝隙效应和剪刀口效应，求解了粘性三维Navier-Stokes方程。为了正确 模拟大舵偏和阻力板后的大面积分离，采用了反映涡流特笥的新类型的两方程湍流模型。     

三维多段机翼地面效应数值模拟

 通过数值模拟方法研究多段机翼的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,利用运动壁面边界模拟地面的相对运动。计算结果分析表明:随着飞行高度的降低,多段机翼的升力、阻力和低头力矩均减小;迎角、展弦比越大,地面效应越明显,升力损失越大;升力的减小主要是由于地面效应导致机翼下方静压增大的气流通过缝隙进入机翼上表面流场,使得机翼下翼面压力的增加量小于上翼面吸力的减小量;地面效应使机翼上翼面翼尖容易发生分离;翼尖涡沿着展向方向向外移动,机翼诱导阻力减小。该文研究结果可以为大型飞机的增升装置地面效应设计提供参考依据。