直升机旋翼翼型需求分析及技术发展展望

与机翼翼型相比,旋翼翼型在前飞时来流速度和迎角处于大范围变化之中,需要针对多种气动环境进行综合权衡设计.针对常规直升机和新构型高速直升机,综合考虑多种飞行条件,分析了旋翼翼型设计的性能需求.总结了先进旋翼翼型系列的发展及应用情况,以OA和TsAGI翼型为例分析了旋翼翼型的气动性能特点和发展趋势.从旋翼翼型指标分解、动态气动特性计算与试验、气动优化设计等方面介绍了旋翼翼型技术的发展现状,并对未来旋翼翼型技术的发展进行了展望.     

适用于多迎角结冰试验的混合翼型设计

为突破结冰风洞对翼型模型尺寸的限制,提出了一种新的混合翼型设计方法,可使用一套混合翼型模拟原始翼型在不同迎角下的结冰试验,弥补了以往混合翼型只能在单个设计迎角下使用的缺陷。方法采用多段翼的形式设计混合翼型,以多目标迎角等结冰试验条件作为设计输入,优化设计主翼外形和襟翼的位置、偏转角度,利用襟翼位置和偏转角度的变化实现混合翼型和原始翼型前缘表面的压力系数在不同迎角下能够保持一致,继而保证前缘结冰外形的一致性。设计的混合翼型较原始翼型弦长减小接近40%,在冰风洞中对混合翼型和原始翼型在目标结冰条件下进行试验,对比结果显示,在选取的多个目标迎角下,混合翼型和原始翼型二维截面的结冰外形基本一致,提出的混合翼型设计方法能够有效的模拟原始翼型在不同迎角下的结冰外形。     

旋翼翼型气动设计与验证方法

为满足我国直升机研发对自主旋翼翼型的迫切需求,开展了旋翼翼型气动优化设计与验证方法研究.发展了旋翼翼型指标分析与给定方法,给出了我国直升机旋翼翼型谱系规划设想,以进化多目标算法为基础结合PCA算法建立了旋翼翼型多点/多目标优化设计方法,突破了旋翼翼型气动特性精准测量风洞试验技术.利用所建立的方法对典型厚度翼型进行了优化设计并开展了风洞试验验证,计算评估与试验验证均表明自主设计翼型综合性能较国外参考翼型有一定提升.在此基础上,进一步构建了旋翼性能理论计算与试验验证综合评估方法,两种方式得到的旋翼主要性能数据偏差小于5％,表明该方法具有较高的可靠性.评估结果显示,基于设计翼型的旋翼模型气动性能较基于参考翼型的旋翼模型提升了3％.     

不同舵翼操纵面形式的水动力及艇后流场特性数值模拟研究

为研究共翼型舵和非共翼型舵两种操纵面形式的艇后流场特性及螺旋桨推进特性，基于SST(Menter)湍流模型建立了SUBOFF标准潜艇模型尾流场数值预报模型。经试验结果验证，所建立数值模型进行潜艇尾流场及螺旋桨推进性能预报具有较高精度。将SUBOFF潜艇模型的水平舵改进为共翼型舵及非共翼型舵，对艇后流场及水动力性能进行了预报。数值结果表明：在舵角小于10°时，共翼型舵使潜艇的俯仰力矩和垂向力相对非共翼型舵提升20%以上；在舵角超过10°时，共翼型舵的水动力优势随着舵角增大而减小。尾部流场预报显示：共翼型舵在小舵角时可以有效的消除舵翼结合处的涡流，同时共翼型舵可以有效的降低桨盘面伴流的不均匀性，对尾流品质的改善效果优于非共翼型舵。螺旋桨计算结果显示：共翼型舵螺旋桨推进系数在大部分舵角下都小于非共翼型舵，在舵角为20°时，共翼型舵相对非共翼型舵推力系数下降3.5%，扭矩系数下降2.4%；同时共翼型舵的桨盘面流场均匀度要优于非共翼型舵，舵角为5°时，共翼型舵桨盘面处流场不均匀度相对于非共翼型舵要降低7.1%，舵角为25°时则降低25.1%。     

基于合成射流的旋翼翼型动态失速控制研究

针对直升机旋翼工作环境下来流速度和迎角(Angle of attack,AoA)耦合引起的动态失速问题,建立了基于合成射流的旋翼动态失速控制的数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法,通过对翼型的平移和旋转实现变来流速度-变迎角的耦合。以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程,空间离散使用Roe格式,时间离散为隐式LU-SGS方法,以OA209翼型为研究对象,在翼型上表面放置合成射流激振器,开展了射流位置、动量系数、无量纲频率以及偏角等参数对轻度失速、深度失速下翼型动态失速控制的研究。研究发现,轻度失速下,射流位置靠近气流分离点时(20%c附近,c为翼型弦长),对逆压梯度引起的轻度失速控制效果最佳。深度失速下气流分离点虽在5%c之前,但射流位于前缘分离泡后端(10%c附近)时控制效果较好。大迎角需要较大的动量系数才能有效控制。射流频率对涡结构的尺寸和数量会产生一定影响,能改变气动特性波动幅度。较小的射流偏角对轻度失速的控制更有效,而深度失速则需要较大的偏角。     

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。     

基于多项式混沌法的翼型不确定性分析及梯度优化设计

耦合伴随方法和非嵌入式多项式混沌法，发展了高效、可靠的不确定性梯度优化设计方法。利用伴随方程法求解目标函数对不确定性变量的导数，发展了一种梯度增强型多项式混沌法。通过亚声速和跨声速下等多种算例可以证明该方法可以提高不确定性分析的效率和精度。同时，利用基于方差分解的全局敏感性分析方法对不确定性变量的敏感性进行了量化。建立了多项式混沌耦合伴随方程的统计矩梯度求解方法，并结合梯度增强型多项式混沌法搭建不确定性梯度优化设计系统。基于该优化设计系统对二维低亚声速和跨声速翼型开展确定性及不确定性优化设计研究。优化结果显示，相比于确定性优化设计，不确定性优化设计通过合理权衡确定性性能和不确定性性能，可提高抵抗马赫数和迎角不确定性扰动的能力，同时优化性能均值和标准差。其中阻力系数均值最大可降低17%，阻力系数标准差最大可降低80%。而确定性优化设计可能导致性能鲁棒性的降低。     

翼型低雷诺数层流分离现象随雷诺数的演化特征

层流分离现象是翼型低雷诺数条件下出现的典型流场特征。层流分离流动中包含流动分离、转捩、再附等非定常流动结构，层流分离流动的形成与演化会对翼型气动特性产生恶化作用。采用大涡模拟（LES）方法对低雷诺数范围内不同雷诺数下的翼型层流分离流动开展精细数值模拟，研究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及作用机理。LES方法采用隐式亚格子模型，基于结构化拼接网格，对流项离散和时间推进方法分别采用AUSM⁺格式以及双时间步方法。验证算例计算结果表明数值模拟方法的正确性及可靠性，雷诺数对翼型气动特性具有显著影响。随雷诺数降低，时均分离泡外形增大、位置后移，平均阻力系数增大，特别是在较低雷诺数下，翼型升阻力系数随时间出现振荡现象。进一步研究表明，造成不同时均分离泡形态和气动特性的原因在于翼型上表面分离剪切层的失稳与转捩特征。随雷诺数降低，流动黏性增大，导致分离剪切层速度梯度减小，流动发生转捩及再附位置后移，直至翼型表面不再发生转捩和再附。     

热/力耦合作用下基于应力分析的冰破坏准则

根据飞机热除冰的物理过程,考虑外部空气动力和蒙皮表面加热的作用,建立了NACA 0012翼型前缘冰层应力计算模型。采用有限元方法和平面三角形单元对控制方程组进行了求解,获得了外部空气动力和蒙皮表面加热对冰层黏附界面应力的影响规律。研究表明:蒙皮表面不加热时,来流速度影响了黏附界面应力的强度,来流攻角影响了黏附界面应力的分布,冰-蒙皮间黏附界面切应力最大值随来流速度呈近似线性增大趋势,但外部空气动力很难造成冰层破坏。蒙皮表面加热时,冰-蒙皮间黏附界面的耦合应力和冰层内部的主应力随着热流密度的增大而增大,很容易超过剪切强度,这是造成冰破坏的关键因素。耦合冰-蒙皮剪切强度随界面温度的变化关系,初步建立了基于应力分析和热/力耦合作用的冰破坏判断准则。外部空气动力产生的界面应力和蒙皮表面加热产生的界面热应力之和，必须大于与蒙皮表面温度相关的剪切强度，则冰层发生破坏，破坏位置是耦合应力超过剪切强度的区域。      

Generalized Kutta–Joukowski theorem for multi-vortex and multi-airfoil flow with vortex production——A general model

By using a special momentum approach and with the help of interchange between singularity velocity and induced flow velocity, we derive in a physical way explicit force formulas for twodimensional inviscid flow involving multiple bound and free vortices, multiple airfoils, and vortex production. These force formulas hold individually for each airfoil thus allowing for force decomposition, and the contributions to forces from singularities(such as bound and image vortices,sources, and doublets) and bodies out of an airfoil are related to their induced velocities at the locations of singularities inside this airfoil. The force contribution due to vortex production is related to the vortex production rate and the distance between each pair of vortices in production, thus frameindependent. The formulas are validated against a number of standard problems. These force formulas, which generalize the classic Kutta–Joukowski theorem(for a single bound vortex) and the recent generalized Lagally theorem(for problems without a bound vortex and vortex production) to more general cases, can be used to identify or understand the roles of outside vortices and bodies on the forces of the actual body, optimize arrangement of outside vortices and bodies for force enhancement or reduction, and derive analytical force formulas once the flow field is given or known.