一种新型商用飞机翼梢小翼设计及优化

翼梢小翼可以有效的减小耗散飞机的翼尖涡,减小诱导阻力,从而达到商用飞机减阻增升、节省燃油的目的。本文研究分析了blended winglet和raked wingtip两类小翼的特点,设计了综合这两类小翼特性的翼梢小翼,具有结构简单,增加的有效翼展小、适合于中小型机场特点。同时研究了bladed wingtip形式翼梢小翼的设计原理、设计方法及流场特性。采用的外形参数化设计及自动生成程序方法通过小翼的前后缘来确定小翼的几何形状,具有快速生成外形、易实现优化设计、工程设计效率高等特点。本文设计的bladed wingtip形式的翼梢小翼具有设计点压力峰值低、没有激波、翼尖不易先分离、在增加的有效展长很小的情况下仍有较好的减阻效果等特点。     

变几何涡轮叶栅叶端小翼的气动性能

针对大子午扩张变几何涡轮在可调静叶转动时旋转轴端严重恶化端区流场的问题,提出在可调静叶的机匣端部应用小翼结构的方法以克服这一问题并减少叶端间隙泄漏流动。应用数值方法和标准k-ω两方程湍流模型,并结合低速风洞试验,首先研究了可调静叶栅小翼端部流场及损失分布,并考虑了可调静叶转动的影响,随后给出了叶端凹槽状小翼结构,并评估了其气动性能以及对间隙变化的敏感性。研究结果表明：在可调静叶栅中应用叶端小翼不但可以避免可调静叶转动时旋转轴端恶化端区流场,还降低了叶端间隙泄漏驱动力,从而使得可调静叶在所有转角下都具有较好的端区流动性能,并且叶端小翼结合凹槽结构可以进一步减少间隙泄漏,总体上可调静叶栅总压损失系数降低了8.9%。     

基于涡格法的近程无人机气动优化与风洞实验验证

针对低雷诺数的近程无人机,利用涡格法（VLM）对无人机气动特性进行了加装翼尖小翼优化设计,并通过风洞实验进行了验证。首先给出了翼尖小翼的几何参数并分析其对全机气动特性的影响,其次利用涡格法对小翼进行气动建模和优选,针对无人机巡航状态给出了小翼优化结果,最后利用风洞实验对优化前后的无人机进行了吹风实验对比验证,实验结果表明,涡格法和风洞实验结果在线性段相符,涡格法能够较准确地描述和预测翼尖小翼特性,加装翼尖小翼后的无人机巡航状态升阻比提高12％,全机滚转阻尼加大,偏航阻尼变化很小。     

低速飞机加装翼梢小翼的CFD数值计算及风洞试验研究

针对某四发涡桨飞机飞行速度较低,巡航升力系数较大的特点,通过加装翼梢小翼改善翼尖流场特性而提高巡航升阻比。经数值计算和风洞试验验证表明,几何参数优化后的小翼,可以使飞机久航点升阻比提高8%,远航点升阻比提高4.8%。加装翼梢小翼气动特性的CFD数值计算和风洞试验结果吻合良好,可作为小翼外形进一步优化后快捷、经济的验证手段。     

轴流压气机转子近失速工况点叶尖区流动非定常性分析

为了揭示某轴流压气机转子近失速工况点叶尖区域流场的非定常变化及其形成机理,采用定常和非定常数值模拟方法对其内部流场进行了全三维的数值模拟。通过和已有的试验测量结果进行对比分析表明,预测的总性能及基元性能与试验结果取得了很好的一致性。近失速工况点的非定常模拟结果表明,压气机的总性能及叶片承受的扭矩出现了周期性的波动,其波动周期约为转子通过频率的2.5倍。进一步详细分析叶尖区流场的瞬态流动结构发现,间隙泄漏涡在近失速工况下出现了泡式破碎,破碎的泄漏涡、主流以及来自相邻叶片的间隙泄漏流相互作用形成了另外一个特征明显的旋涡(命名为叶尖二次涡)。该旋涡的形成、发展和运动是压气机的总性能出现周期性波动的主要原因。     

低雷诺数下跨声速转子流动失稳及周向槽处理机匣扩稳

采用数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流场。结果表明,附面层径向涡是该压气机转子流动失稳的一个很重要的原因。根据该压气机转子低雷诺数条件下流动失稳的特点,研究了周向槽处理机匣结构对其性能的影响。结果表明,引入处理机匣后,附面层径向涡得到一定程度的抑制,由附面层径向涡所引发的叶顶阻塞区有所减小,提高了压气机转子的失速裕度。     

基于多级响应面法的翼梢小翼气动优化设计

 为了提高数值计算效率和准确性,提出了基于多级响应面法的确定翼梢小翼气动外形参数的一种优化方法。建立某水陆两用飞机带融合式翼梢小翼的机翼参数化模型后,先用Plackett-Burman试验设计筛选设计参数,并根据设计参数对目标函数的影响将其划分为3个等级：显著因素、次显著因素和不显著因素。为了逼近存在最大响应值的区域,用最速上升法确定95%概率水平上显著因素的设计中心点。最后用多级响应面法确定各级设计参数的最优设计点。该方法以采用计算流体力学（CFD）的计算结果为基础,选择了8个设计变量,共进行了68次试验。优化设计得到的最大升阻比为20.680 56,数值计算直接算得的最大升阻比为20.680 31,相对误差0.001%,证实了优化模型的有效性。加装小翼后,最大升阻比增加了5.62%,总阻力减少了4.13%,翼根弯矩增加了2.88%。     

涡轮机叶片振动的非接触测量

在现代工业中广泛使用着各种类型的涡轮机械 ,它们叶片的振动强度是研制过程中最复杂和最重要的问题。因此准确地测量叶片实际振动的频率和振幅成为涡轮机械的一个重要研究领域。文中介绍了旋转叶片传统的测量技术 ,以及近几年来欧美国家正在研究的非接触式旋转叶片振动测量技术叶端定时测量技术。针对某应用对象的测量进行了研究     

波音767飞机翼尖小翼改装的技术分析

波音767飞机执行融合型翼尖小翼改装后可获得一系列飞行性能的提升,显著降低燃油成本,可为航空公司创造巨大的经济效益。本文介绍了实施改装中的关键技术以及一些技术问题的解决方案。     

不同轴向引气位置对自循环机匣处理的影响研究

针对转子失速时叶顶的具体流动情况,基于抽吸叶顶堵塞区低速流体的目的,设计了四种新的自循环机匣处理方案,探究其扩稳机理与常规自循环机匣处理的作用差异。数值计算选用Numeca Fine软件包的Euranus求解器,计算结果表明,通过抽吸叶顶堵塞区低速流体设计的自循环机匣处理结构,其达到的扩稳效果高于常规的自循环机匣处理。在优化设计中,当轴向引气位置位于转子叶顶堵塞区核心附近时,达到的扩稳效果最好,最大综合裕度改进量能达到15.00%。此外,本文还分析了自循环机匣处理后转子叶顶流场的差异,得出自循环机匣处理的扩稳机理在于把造成叶顶区堵塞流动的低速气流吸走,抑制了叶顶泄漏流动,改善了叶顶区的流动状况,以此来扩大转子的稳定工作范围。