CST造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用研究

为了探究CST (形状函数变换技术)造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用效果,完善了CST方法在前缘型线重构中的实施细节,数值模拟了雷诺数对前缘修型前后叶型损失及边界层特性的影响,验证了CST前缘修型方法在新型高速飞行器低压涡轮中的实用性。结果显示:CST方法前缘修型可以消除HD叶型吸力侧前缘的压力峰和分离泡,从而使得高雷诺数条件下吸力侧分离诱导的边界层转捩现象延迟发生,叶型损失降低32%,拓展了低损失状态的雷诺数范围。吸力侧损失的降低在低雷诺数条件下主要来自于前缘附近的剪切层,而高雷诺数条件下主要来自于前缘剪切层和扩压段前的层流边界层。新型高速空天飞行器低压涡轮叶片采用CST前缘修型对提升效率是有效的,在设计点状态附近效率提高0.1%,而膨胀比较低的大负攻角状态下效率提升0.3%～0.5%,损失降低的位置主要集中在叶展中部压力侧边界层和根部的二次流区域。     

旋转机翼飞机旋翼飞行验证平台设计

为了更好地研究旋转机翼飞机旋翼模式下的飞行性能,针对旋转机翼飞机的特点,开展旋转机翼飞机旋翼飞行验证平台的设计,主要包括旋转机翼的结构设计、动力系统设计.通过数值计算的方法,对不同相对厚度椭圆翼型气动特性进行分析研究.建立旋转机翼悬停气动特性的估算方法,地面试验结果和计算结果的对比表明所建立的估算方法是有效的,该方法对今后开展旋转机翼飞机研究具有一定的参考价值和意义.     

结冰条件下的飞机飞行动力学仿真

基于飞机结冰参量模型对飞机在结冰条件下的飞行动力学特性进行了仿真研究.提出一种飞机结冰参量模型的参数计算方法,并针对一定结冰气象条件下的不同结冰时间对飞机的结冰严重程度进行了评估,基于小扰动理论对飞机结冰前和不同结冰严重程度下的纵向、横侧动稳定性以及操纵响应进行了仿真计算,根据仿真计算结果分析了不同结冰严重程度对飞机造...     

基于逐次升阶的翼型参数化与气动优化方法研究

研究了基本Bezier样条曲线的特性,对比了不同阶次Bezier曲线对超临界翼型的几何描述能力以及由几何偏差带来的气动性能的偏差。利用Bezier曲线的特性提出逐次升阶的翼型参数化方法,结合改进的粒子群优化算法,建立了逐步扩展设计空间的气动优化设计方法,兼顾设计空间和优化效率,很好地解决了设计质量和设计效率之间的矛盾。最后通过典型翼型的优化设计,对比了文中方法与传统Hicks-Henne型函数方法,验证了文中方法的可行性和高效性。     

现代超临界翼型设计及其风洞试验

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。     

斜置翼布局飞机的飞行动力学模型研究

从机理上分析了斜置翼布局飞机的气动耦合及惯性耦合特性;对其六自由度动力学模型进行了建模及纵横耦合线性化;以F-8 OWRA(Oblique Wing Research Aircraft)为算例,对其机翼斜置角为45°时的操纵响应特性进行了仿真计算及分析,仿真结果体现了斜置翼布局飞机纵横耦合的运动特性,说明所建立的动力学模型是可靠的。     

等效力矩导数模型及其在飞行仿真中的应用

为了对设计初期或国外的等数据不足的飞机进行六自由度仿真,根据等效系统的思路,建立了等效力矩导数模型,提供了等效力矩导数的计算过程。验证表明,等效力矩导数模型可用于评估设计方案或指导飞行控制系统设计。     

低速大迎角气动力快速计算新方法及工程应用研究

以势流理论为基础,采用工程方法并参考试验结果确定分离涡的起始分离位置,用不可压流涡段所产生扰动流场的线性迭加,计算涡分离流动流场。单独翼面、组合翼面标模和FC-1飞机计算结果与实验结果的对比表明,在失速迎角范围内,本文方法是一种有效的低速大迎角气动特性快速计算方法。