超临界翼型Gurney襟翼增升实验研究

在FL-21风洞中进行了高速情况下Gurney襟翼对超临界翼型增升实验研究.0.5%C、1.0%C、1.5%C和2.0%C高度的Gurney襟翼分别使翼型最大升力系数提高了6.0%、12.4%、21.7%和22.3%,其中,1.5%C高度的Gurney襟翼使翼型获得了33.2%的最大升阻比增量.其增升机理则是由于Gurney襟翼前表面压力增强,而其下游底部吸力增加,此压力梯度直接导致翼型总环量增加.      

Gurney襟翼在某型靶机上的应用

通过改变Gurney襟翼的高度,在风洞中研究了Gurney襟翼对某型靶机气动特性的影响.实验中襟翼高度为0.83%c~4.2％c(c为靶机机翼根弦长).无侧滑时Gurney襟翼可以在中小攻角下增加靶机的升力,使靶机最大升阻比对应的攻角提前.除4.2％c襟翼外,其余高度的襟翼在中小攻角下可以提高靶机的升阻比和最大升阻比.有侧滑时,在纵向上Gurney襟翼对靶机气动特性的影响和无侧滑时类似,但在横航向上,随着襟翼高度的增加,滚转力矩增加,偏航力矩则在襟翼高度为0.83%c~3.3％c时增加,而襟翼高度为4.2％c时急剧降低.Gurney襟翼对靶机气动特性的影响存在最佳高度,实验发现在襟翼高度为1.7％c时,能够在靶机力矩变化较小的情况下,提高飞机的升力和最大升阻比.     

操纵面加装Gurney襟翼对无人机纵向气动特性的影响

通过风洞测力实验研究了矩形Gurney襟翼对多操纵面飞翼布局无人机纵向气动特性的影响.升降副翼和襟副翼加装Gurney襟翼都会增加全机升力系数以及低头力矩系数.通过比较发现,升降副翼加装Gurney襟翼的增升效果好于襟副翼,外侧操纵面控制效果好于内侧.升降副翼和襟副翼分别组合加装Gurney襟翼会进一步提高增升效果,并且升力系数随着Gurney襟翼高度的增加而增加.鸭翼上加装Gurney襟翼可以减小全机低头力矩系数,因此鸭翼和升降副翼、襟副翼组合加装Gurney襟翼在线性段提高全机升力系数的同时,可以保持低头力矩系数增量基本为0,该特性对改善飞行器性能尤为有利.     

合成射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离

为了研究合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时对其分离流动的控制,采用商用计算流体力学软件Fluent 6.1求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过对翼型气动力特性、脱落漩涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,揭示了合成射流处于分离区时对边界层控制的机理.结果表明:当合成射流孔口处于回流区时仍可有效推迟翼面边界层分离点,缩小回流区范围,从而有效提高翼型的升力.当射流方向垂直于壁面,无量纲频率以及吹气速度比都等于1时,翼型平均升力系数提高40%左右.      

伞翼气动特性的实验研究

本文研究了伞翼几何参数变化对纵向与横侧气动特性的影响。在实验中改变的因素包括伞翼后缘形状,翼面上的肋条,伞翼顶角,边条小翼,外翼弦长,龙骨形状,伞翼的张开比和上反角。 研究结果表明,对于单龙骨双叶伞翼,后缘形状改变对气动特性有很大影响,采用向内弯曲的后缘与直后缘的情况相比,能使伞翼的最大升阻比提高很多。在翼面上加肋条,使伞翼的阻力减小、升阻比增大。对于顶角比较大的翼面,增加顶角将获得更大的升阻比。在这种翼面上加边条小翼,可使最大升力系数提高并且改善失速特性。采用适当弯曲的龙骨也使升力特性得到改进。 增加伞翼的张开比使航向静稳定度增大。增加伞翼的上反角使横向静稳定度增大,航向静稳定度减小。在一定范围内,改变上反角对横向和航向稳定性的影响与张开比的作用相反。     

联合射流控制技术的增升效果和机理

数值模拟联合射流翼型的绕流,研究联合射流控制技术的增升效果和机理.主控方程选为定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A湍流模型,使用Fluent软件进行数值求解.计算结果表明,联合射流控制技术可以有效地减小翼型的零升迎角、提高翼型的最大升力系数和失速迎角.通过理论分析,揭示了联合射流控制技术的增升机理,即通过增加翼型上表面的流速从而增大绕翼型的环量,通过向边界层内注入能量从而延迟翼型大迎角下的流动分离.     

柔性后缘可变形机翼气动特性分析

应用后缘主动变弯度技术的机翼能够改善飞行器的气动性能,其气动特性的研究对于未来可变形机翼的设计具有重要意义。以柔性后缘可连续变弯度二元机翼为研究对象,在Fluent计算平台上采用可压缩Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行气动力数值研究,从压力分布、流场结构和机翼变形方式等方面分析了可变形机翼的气动特性。数值计算结果表明,可变形机翼升力线斜率和最大升力系数与常规带简单襟翼的机翼基本一致,但失速攻角较小;在失速之前,可变形机翼具有较高的升力系数和升阻比,但同时产生较大的低头力矩。柔性后缘下偏到一定角度可以抑制后缘涡的前传,在失速后升力系数出现缓慢上升,增大了有效攻角的范围,具有较好的失速特性。      

蝴蝶悬停飞行流体力学实验模型的仿生设计

由于蝴蝶形态学上的特点(翼面宽大,展弦比小,翼型复杂)以及其特殊的飞行方式(拍动频率低,翅膀几乎垂直于身体拍动;翅膀没有翻转运动,但在翅膀拍动时身体有明显的俯仰运动和振动),蝴蝶成为探索昆虫飞行高升力机理的特殊研究对象.为了深入研究蝴蝶悬停飞行时的流场和高升力机理,设计制作一套模拟蝴蝶悬停飞行的流体力学实验模型显得尤为重要.介绍一种新设计的电控蝴蝶实验模型,该模型与真实的蝴蝶一样,包含左右翅膀和身体,并且可以实现精确定位和模拟蝴蝶不同的运动模式,包括翅膀的拍动、身体的俯仰运动和振动.研究小组应用此实验模型进行流动显示实验和PIV(Particle Image Velocimetry)实验,对蝴蝶的悬停飞行进行研究.      

大型客机机翼挂架接合位置定常吹气控制分析

对于采用下单翼布局翼吊发动机形式的大型客机而言,为了保证发动机与地面的安全距离,挂架高度较短,造成前缘缝翼被打断,大迎角下发动机短舱尾迹对其后方机翼上翼面的流动产生不利影响。采用数值模拟方法系统研究了在发动机挂架后方机翼上表面采用主动流动控制技术来提高着陆构型的气动性能。采用机翼+短舱构型研究了吹气参数对吹气效果的影响。结果表明:大迎角下,吹气可以抑制短舱后方机翼上表面的分离流动,使最大升力系数明显提高;吹气缝宽度、吹气质量流率由于会影响吹气总压的变化,对吹气效果的影响显著,对升力系数的影响量在0.05以上;吹气缝与上翼面夹角会影响能量注入的区域,对吹气效果有较大影响;吹气缝位置会影响吹气控制的范围,对吹气效果也有一定影响。分别对无短舱涡流片和有短舱涡流片的全机构型进行了校核研究。采用吹气措施之后,无短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.15,最大升力系数增大0.186,失速迎角增大1°;有短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.13,最大升力系数增大0.16。      

缝道参数对多段翼型气动性能的影响

数值模拟研究缝道参数对着陆构型多段翼型气动性能的影响,采用有限体积法求解雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程,湍流模型采用S-A(Spalart-Allmaras)模型,给出了多段翼型升力系数与表面压力系数随各缝道参数的变化规律.计算结果表明:采用的计算模型可用于二维多段翼型的计算;缝道参数对多段翼型气动性能的影响显著,在各个缝道参数的变化范围内升力系数均存在最优值,适当的缝道参数可以抑制后翼上表面逆压梯度,消除后翼分离,并保持前翼尾迹不与后翼边界层相掺混,提高多段翼型的气动性能.      

自适应与双目标优化机翼的气动特性比较

在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比为3.9,梢根比为0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的自适应机翼的最优气动外形.采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形.讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益.与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增益.      

旋翼翼型高维多目标气动优化设计

先进旋翼翼型设计是典型的多设计点、多目标优化问题,常规优化方法已无法满足翼型高维多目标优化设计的要求。基于分解的多目标优化算法（MOEA/D）,建立了考虑高低速升阻特性、力矩特性、阻力发散特性等的旋翼翼型高维多目标优化设计方法,并采用高精度kriging模型以提高优化设计效率。针对旋翼内段、中段翼型进行了5个设计目标的全局优化设计,采用自组织图映射（SOM）方法对最优Pareto解集进行了聚类分析。典型翼型CFD结果分析表明,中段翼型低速力矩系数幅值减小约50.7%,高速最大升力系数提高约6.5%,最大升阻比提高约7.7%,同时阻力发散特性得到改善,内段翼型同样取得了良好的多目标优化效果。研究表明,MOEA/D算法对高维多目标气动优化设计问题具有很好的适应性,能有效提升旋翼高低速气动性能设计的能力。      

基于NACA0030的波纹状翼型气动特性探索

相对于光滑翼型，波纹状翼型的气动特性呈现出一些独特现象。为了深入探索这种布局的气动特点，在前期风洞试验的基础上，以NACA0030翼型为基础，设计了一组具有不同外形特征的波纹状翼型，开展了非定常数值模拟工作，详细研究了低雷诺数（Re=12×104）流动情况下波纹状外形对流场涡流结构和总体气动特性的影响规律。计算结果表明:相对于光滑翼型，波纹状翼型流动的分离流现象更明显，升力和升力线斜率有明显下降，但推迟了失速现象。波纹状翼型表面越光顺，气动特性越接近于光滑翼型。虽然波纹状翼型的压差阻力大于光滑翼型，但是波纹状外形产生的回流可以减小摩擦阻力。      

基于升力线理论的机翼几何扭转设计方法

针对飞机设计对于减小诱导阻力的需求,结合升力线理论中三维机翼诱导阻力的相关研究,提出机翼的几何扭转设计方法.此设计方法以总升力、机翼平面形状、翼型气动特性为输入参数,以机翼的几何扭转为输出.在低速情况下,利用此方法得到的机翼具有椭圆形升力分布,从而具有最小的诱导阻力.采用远场法计算诱导阻力,应用参数化方法和CATIA实现机翼的自动生成,应用网格生成工具ICEM的脚本语言实现气动网格自动生成,应用MATLAB的符号运算功能编制程序.该设计方法适用于低速有粘流中平直翼的几何扭转设计,算例的CFD(Computational Fluid Dynamics)计算结果表明:利用该方法设计的机翼展向升力分布为椭圆,并能有效降低机翼的诱导阻力.     

连续变弯度翼型动态气动特性数值模拟

针对翼型后缘连续变弯度运动中后缘边界精确数值模拟的问题，提出了基于二维多项式的时空曲面拟合方法，实现了对后缘边界时空位置的精确模拟。在此基础上，基于OpenFOAM发展了翼型后缘连续变弯度与大幅度俯仰运动耦合的运动边界数值模拟，并计算了翼型耦合运动的气动力，讨论了后缘线性/非线性变形对翼型大迎角动态气动特性的影响规律。结果表明:后缘运动对翼型俯仰运动的升阻特性影响显著，特别在翼型大幅度俯仰时后缘非线性变形对升阻特性改善效果比线性变形大6%~10%。同时还研究了翼型俯仰与后缘变形运动相位差对气动特性的影响。特别地，当相位差为180°时，后缘运动使动态失速时的最大升力提高50.3%，平均升力提高34.6%；当2种运动相位差为0°时，后缘运动使动态失速时的最大阻力降低39.7%，平均阻力降低30.2%，最大升阻比提高22.3%，平均升阻比提高16.8%；同时，翼型在动态俯仰过程中出现负阻力现象，对产生负阻力的原因进行了分析。这些结果可用于指导连续变弯度后缘控制律的设计。