超临界翼型射流环量控制的数值计算

为提高飞行器的升力特性,改善起飞着陆和机动性能,研究了射流环量控制对超临界翼型气动特性的影响。基于计算流体力学,对影响计算效率和精度的网格参数进行了优化设计,得到一种高效高精度网格的剖分方法;并以此为基础,建立超临界翼型环量控制的计算模型,求解雷诺平均N-S方程,分析了环量控制在不同动量系数和迎角下的作用效果,数值计算结果与实验结果基本一致。结果表明:环量控制大大提高了翼型的气动特性,且在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力,但是动量系数并不是越大越好。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。     

翼型动失速和非定常载荷的综合翼型数据方法

本文给出受迫谐振翼型的动失速工程估算方法。本方法基于凤洞试验，综合分析翼型动、稳态特性之间的差别与动、稳态条件之间的关系，建立一套估算动、稳态特性之间差别的经验公式，修正稳态特性，得到相应的动态特性。用本方法计算了三种翼型不同动态条件（包括深失速和后掠）的动失速特性，并与测量和文献结果进行了比较，结果符合得相当好。     

应用后缘装置的跨声速层流翼型多岛优化设计

高雷诺数状态下,自然层流技术(Natural laminar flow,NLF)是减小机翼表面湍流摩擦阻力的有效方法。然而由于层流翼面上大范围顺压梯度的存在使得后缘处的恢复压差更大,产生更强的激波。因此在减小摩擦阻力的同时又增加了激波阻力。本文采用后缘装置(Trailing edge device,TED)来控制翼型后缘处的激波强度,基于线性稳定性理论(Linear stability theory,LST)的eN方法对流动进行转捩判断,进而应用多岛并行多目标进化算法(multi-objective evolutionary algorithm,MOEA)以获得大范围层流区域和弱化激波强度为目标对翼型进行优化设计。优化结果表明合作均衡策略耦合进化算法可以快速地捕捉到该多目标问题的Pareto阵面解,阵面上翼型的波阻力和摩擦阻力性能较初始翼型大大改善。同时,采用后缘装置控制激波强度时,无论在设计点还是偏离设计点时,优化后翼型均具有良好的升阻力特性和鲁棒性。     

襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量,同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明,襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响,该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3.360,它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。     

前缘缝翼构型平尾直升机气动特性分析

使用数值模拟方法研究了前缘缝翼翼型气动特性,并将该前缘缝翼翼型应用于直升机平尾,分析了该直升机全机气动特性,最后通过风洞试验对数值模拟结果进行验证。结果表明,前缘缝翼构型平尾能有效改善直升机的纵向静稳定性。     

基于雷诺平均Navier-Stokes方程的表面传热系数计算

采用有限体积法数值求解控制二维绕流的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程组,计算了光滑和粗糙NACA0012翼型以及圆柱表面的局部表面传热系数.分析了近壁面网格间距、湍流模式和表面粗糙度模型对数值计算结果的影响.结果表明:切应力输运(SST)湍流模型能够区分层流和湍流边界层的对流传热特性,并能预测转捩的发生;采用Spalart-Allmaras(S-A) 扩展模型能够计算粗糙壁面的对流传热系数,但采用忽略转捩函数的S-A模型不能有效计算层流边界层的传热系数.当近壁面网格间距接近10-5量级的黏性子层时,在光滑和粗糙壁面都能得到准确的传热系数分布.结合合适的近壁面网格间距,湍流模式和表面粗糙度模型可以得到与实验数据十分接近的表面传热系数曲线.通过与求解不可压缩RANS方程得到的结果比较后发现,不可压缩RANS方程主要忽略了压缩和黏性耗散效应,这种效应可以通过绝热升温项的形式并入总体热分析.      

前缘参数对翼型气动-隐身特性敏感性分析

针对翼面部件对隐身飞机气动和隐身性能影响更为突出的问题,提出了一种翼型前缘参数化修形方法,采用高精度气动和电磁数值计算方法,进行了前缘形状对翼型气动-隐身特性的敏感性分析。研究结果表明:翼型前缘半径增加,其最大升力系数、失速迎角、最大升阻比显著增加,但其前向RCS均值也增加明显,设计时需进行综合权衡;在不影响结构和装载的情况下,下表面偏角尽量小,修形长度取0.15c,对翼型的低、高速气动和隐身特性都有利。     

低雷诺数下小型无人机翼型气动特性分析

以小型无人机翼型研究为背景,利用基于线性稳定性理论的eN方法对对小型无人机常用的翼型CLARKY在雷诺数Re=1.0×10~5、5×10~5、1.0×10~6,迎角由-5°~20°时的气动性能进行了计算和对比分析。随着雷诺数的增大,翼型上表面的转捩位置不断向前缘移动,气流分离则由完全分离逐渐转变为层流分离泡结构,使得翼型的最大升力系数和临界迎角增大,阻力减小,最大升阻比显著增大,有利迎角逐渐减小,翼型CLARKY的气动特性逐渐得到改善。     

地面对带后缘分离的翼型绕流影响的计算

本文提出了用在地面上分布奇点来模拟地面的方法。计算结果与精确解和镜像法结果很吻合。     

风力机组叶片的先进翼型族设计

大型风力机组叶片设计需要专用的翼型族,以满足风力机组运行的环境要求。高升阻比、低粗糙度影响是该翼型族的气动性能特点。为了发展我国具有自主知识产权的风力机专用翼型族,在科技部863项目的支持下,北京航空航天大学联合国内气动研究单位,通过理论分析、数值模拟和风洞试验等技术途径,开发了两个适用于大型风力机组叶片的先进翼型族。理论分析和风洞试验表明,设计结果基本达到了预先设定的气动性能指标。