翼身融合运输机分布式电推进系统设计及油耗评估

针对翼身融合运输机开展了分布式电推进系统的总体设计与油耗评估。通过数值计算完成了70t载质量翼身融合飞机的气动设计与优化。在巡航马赫数为0.80和10km高度的设计点,最大升阻比达到了24。通过求解积分边界层方程组,完成了电推进系统的总体设计。电推进系统包含10个推进风扇,风扇直径为1.45m，压比为1.35，巡航功率为2.94MW。建立了考虑燃烧过程的发动机一维性能模型,对发动机油耗进行了评估,获得了不同发动机循环参数下燃油消耗。建模结果表明,基于翼身融合布局和分布式电推进技术,可使运输机的油耗较C-17节省近50%。      

小展弦比飞翼跨声速典型流动特性研究

小展弦比飞翼标模为国内自主设计的融合体飞翼通用研究模型,前缘后掠角为65°,展弦比为1.54。风洞试验结果表明小展弦比飞翼标模在跨声速迎角4°开始出现非线性升力,在迎角12°至16°范围内会出现升力突然下降、俯仰力矩突然上扬的现象。为了分析该现象的机理,通过数值模拟的方法研究了小展弦比飞翼标模在马赫0.9时的流动特性,分析了前缘涡的产生、发展直至破裂的整个过程,结果表明:小展弦比飞翼标模在迎角4°开始出现涡升力;随着迎角增加,前缘涡逐渐向内侧移动,涡强和背风面激波的强度也逐渐增加,前缘涡与激波发生交叉干扰并达到一个平衡流态;当前缘涡与激波无法维持既有平衡时则会发生涡破裂,流场急剧变化以达到新的平衡,从而导致升力突然下降并产生抬头力矩增量。     

腔体格栅的电磁屏蔽原理与方法

进气道格栅能够避免电磁波进入腔体形成强散射,同时可改善飞行器表面进气道唇口造成的不连续性,有效降低飞行器的电磁散射特性。基于快速多极子算法,以斜切矩形口直腔体为研究对象,利用波导模式传输理论阐述了格栅的电磁屏蔽原理,分析了格栅尺寸与雷达散射截面(RCS)的关系,以及极化角与格栅布局方向的关系。基于干涉相消原理,提出了横向和纵向尺寸非均匀格栅设计,与均匀格栅的RCS进行了对比。数值仿真结果表明：横向非均匀格栅的RCS缩减在前向±15°范围内超过8 dB,纵向非均匀格栅在±35°范围内具有明显的RCS缩减效果,部分角度RCS缩减超过20 dB。此外还提出了双层格栅设计来减小格栅间距和深度,数值仿真结果表明当双层格栅中单层格栅横向间距小于半波长条件时,双层格栅能获得与单层格栅几乎相同的电磁屏蔽效果。     

超声速低声爆布局分层优化方法

声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。总体布局参数的合理设计可以使飞行器具有良好的声爆特性。为了提高全局进化算法在布局设计中的优化效率,提出一种基于数据挖掘的分层优化方法,利用数据挖掘中的决策树算法提取设计知识,获得设计变量分层信息,指导低声爆布局分层优化;针对某超声速低声爆飞行器,选取后掠角、上反角、展弦比、梢根比、长细比五个总体布局参数作为设计变量,开展分层优化数值实验,并与一体化优化形成对比验证。结果表明：分层优化方法能够搜索到与一体化优化高度吻合的最优解,分层优化的收敛速度显著高于一体化优化,且对随机寻优历程的表现更稳健。     

静稳定裕度对飞翼布局的影响研究

减小配平损失对于提高飞翼布局升阻比和提升飞行控制能力具有重要意义,因此基于离散伴随优化方法研究静稳定裕度对跨音速飞翼布局减阻优化的影响,分别开展10%,0%,-10% 三种静稳定性设计工况的优化研究。采用自由变形（FFD）方法对非结构表面网格进行参数化,以FFD 控制点为设计变量,通过求解流场和伴随方程得到灵敏度信息;采用序列二次规划SQP 算法获得控制点位移的梯度,然后经过多轮迭代得到优化构型。结果表明：在几何厚度和力矩配平的约束下,离散伴随优化方法可以显著提升飞翼布局的最大升阻比,三种工况下最大升阻比提高都在8% 以上;随着静稳定性裕度减小,定升力系数优化的巡航升阻比增量有所减小,当静稳定裕度为10% 时巡航升阻比提高了5.08%。     

小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究

通过数值模拟方法研究了小展弦比飞翼标模在0.6、0.9、1.5三个典型马赫数下的支撑干扰特性,分别考虑了近场尾部外形局部畸变和尾支杆干扰及远场风洞中部支架干扰,并基于表面压力系数差异为准则尝试对近场干扰量进行分解。研究得到如下结论:马赫数0.6时,远场支撑阻力系数和俯仰力矩系数的干扰量约占总支撑干扰量的30%,升力系数约占20%;马赫数0.9、迎角2°时,阻力系数远场支撑干扰量占总支撑干扰量的40%,迎角18°时,远场支撑干扰使得涡破裂位置提前;马赫数1.5时,远场支撑干扰可以忽略;基于表面压力系数差异将支撑干扰量分解的方法在亚声速支撑干扰前传明显时不适用,在马赫数0.9、迎角2°时求得近场支撑干扰使得马赫数减小约0.02,迎角减小约0.1°,马赫数1.5时用此法求得马赫数和迎角的干扰量均约等于0。     

2.4m跨声速风洞试验质量影响因素分析及改进措施研究

影响风洞试验质量的因素很多,如流场品质、测量系统误差、支撑干扰以及洞壁干扰等.主要对模型姿态角、马赫数、模型支撑系统等影响因素进行了改进研究.通过改进使模型迎角测量精度达到0.03°、Ma数控制精度达到0.003,并有效降低了支撑干扰影响,提高了2.4m跨声速风洞的试验质量.     

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响,基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局,在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下,通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08,在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明,在相同迎角条件下,翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响,翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局,且在前缘涡破裂之前,翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓,升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时,前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关,当前缘涡穿过激波时,涡强和涡核轴向速度迅速降低,当涡核轴向速度降为0时,前缘涡破裂。