扑翼飞行器非定常气动特性研究

为了研究复杂的非定常运动状态下扑翼飞行器翅翼的气动特性,针对自行研制的一种仿鸟扑翼飞行器建立了翅翼二维非定常空气动力学模型.基于该模型,通过用MATLAB编制计算升力系数和推力系数的程序,计算并分析了各运动参数对升力和推力特性的影响.结果表明,相位差对推力系数的影响较大,而升力系数随迎角的变化较快.     

一种平板螺旋式诱导轮的扬程计算法

目前平板螺旋式诱导轮的扬程计算法大都没有考虑诱导轮出口涡流区的影响,计算出的扬程和实际扬程有较大的偏差,涡流区的存在一方面会减小主流过流面积,使液流出口速度增大,损失增加,另一方面涡流运动自身也会消耗能量,使得诱导轮的扬程有所降低.以径向平衡理论为基础,考虑诱导轮出口涡流区的影响,提出一种扬程的修正计算法,用该方法对两种诱导轮进行了计算,计算结果和试验实测值比较接近,可以更准确的计算非空化工况下诱导轮的扬程.     

组合升力体动力学建模与仿真

设计了组合升力体总体布局，提出了新的组合升力体建模思路与方法，建立了完整的组合升力体飞行动力学数值仿真模型。建模时综合考虑了主要气动力部件的建模，详细讨论了旋翼／固定翼过渡飞行模式的建模方法。根据提出的建模方法进行了组合升力体的操纵响应分析，仿真结果证明了建模理论和方法的合理性和有效性。     

大展弦比运输机标模高升力构型设计与评估

介绍了中国航空工业空气动力研究院基于分层策略遗传算法的多段翼型优化设计工具和高升力构型计算评估方法,参照国内外大展弦比运输机指标为FL-9增压风洞设计了高升力构型标模,为检验标模气动性能,在法国ONERA F1风洞进行了一系列风洞试验和采用UNSMB平台进行了数值模拟。结果显示计算结果与试验结果有着较好的一致性,设计方案具有较好的增升效果。     

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。     

圆球绕流场的尾涡分析和升阻力研究

采用自编的分块算法程序模拟了雷诺数在20～1000之间的圆球绕流场.在Re=25时捕捉到流动分离,与试验结果一致.对Re=250时稳态非对称尾流区内流体的输运情况进行研究,证实圆球绕流场中纵向对称面的存在.对于非稳态流动,主要研究了阻力和横向力的时间变化规律,并分析了频谱特征.计算发现横向合力主要在横截面上两个很窄的区间内偏移.经过几种不同涡定义方法的优劣测试,本文采用Hunt等人介绍的Q-定义方法对非稳态绕流场的尾涡结构进行了直观描述.     

双后掠乘波体设计及性能优势分析

根据密切锥乘波体的设计几何关系,提出双后掠乘波体概念,给出了双后掠乘波体设计的参数与生成乘波体外形之间的关系。使用非均匀有理B样条(NURBS)表达包括圆和直线的激波出口型线辅助设计,研究了钝头区域可控、后掠区域可控的乘波体外形设计方法。使用CFD数值计算方法验证了设计方法的有效性,同时研究了双后掠乘波体外形的性能优势,结果表明在保持高超声速高性能的基础上适当设计外形在低速状态、纵向稳定性和涡效应增升方面具有性能优势,为大空域宽速域高超声速飞行器的研制开拓了新的途径。     

高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0．7％以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma＝5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。     

Generalized Kutta–Joukowski theorem for multi-vortex and multi-airfoil flow(a lumped vortex model)

For purpose of easy identification of the role of free vortices on the lift and drag and for purpose of fast or engineering evaluation of forces for each individual body,we will extend in this paper the Kutta–Joukowski(KJ) theorem to the case of inviscid flow with multiple free vortices and multiple airfoils. The major simplification used in this paper is that each airfoil is represented by a lumped vortex,which may hold true when the distances between vortices and bodies are large enough. It is found that the Kutta–Joukowski theorem still holds provided that the local freestream velocity and the circulation of the bound vortex are modified by the induced velocity due to the outside vortices and airfoils. We will demonstrate how to use the present result to identify the role of vortices on the forces according to their position,strength and rotation direction. Moreover,we will apply the present results to a two-cylinder example of Crowdy and the Wagner example to demonstrate how to perform fast force approximation for multi-body and multi-vortex problems. The lumped vortex assumption has the advantage of giving such kinds of approximate results which are very easy to use. The lack of accuracy for such a fast evaluation will be compensated by a rigorous extension,with the lumped vortex assumption removed and with vortex production included,in a forthcoming paper.     

基于某型发动机发展 STOVL 动力性能方案研究

短距起飞/垂直降落（STOVL）飞机由于其优越的作战性能,受到了世界航空大国的高度重视。通过借鉴目前最先进的 STOVL 动力 F135- PW -600发动机技术发展思路,研究了基于国内某型发动机改 STOVL 动力方案时,主发动机与升力风扇之间的匹配和约束关系。研究结果表明：随着升力风扇压比和流量的增加,主发动机升力减小,升力风扇升力增加;同一主发动机状态下,升力风扇流量越大,发动机前后升力平衡的升力风扇压比越小,总升力越大;主发动机性能越高,发动机前后升力平衡的升力风扇压比和流量越大,发动机总升力也越大。