飞行器操纵面嗡鸣风洞试验技术综述

操纵面嗡鸣是飞行器跨声速飞行时发生的气动弹性动不稳定现象。嗡鸣的发生,轻则降低飞行器操纵面效率,重则导致灾难性的飞行事故,是除颤振外飞行器设计部门重点关注的气动弹性难题。操纵面嗡鸣涉及激波与边界层的相互作用,目前尚没有准确预测嗡鸣的计算方法,通常采用风洞试验来获取相关数据。操纵面嗡鸣风洞试验可以利用风洞再现嗡鸣现象,研究嗡鸣特性,是飞行器研制阶段检验操纵面防嗡鸣设计最行之有效的手段。本文回顾了国内外操纵面嗡鸣风洞试验研究现状,梳理了操纵面嗡鸣的发生机理、触发条件及分型依据,对操纵面嗡鸣试验风洞选取、模型设计、试验方法提供了建议,对颤振试验中可能出现的嗡鸣问题提供了判别方法,对后续的工作进行了展望。     

两种跨声速气动弹性问题分析研究

在非结构运动网格基础上,采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程.通过与气动力方程的联立求解,在时域内用四步龙格-库塔方法求解结构运动方程.分析和研究了二维嗡鸣和三维机翼颤振这两种跨声速非线性气动弹性问题.二维嗡鸣问题的研究考虑了翼面-舵面系统的缝隙间网格运动、缝隙对嗡鸣的影响和扰流片对嗡鸣的抑制.耦合多自由度Lagrange结构运动方程数值模拟了三维机翼的颤振问题.通过跨声速标模算例AGARD445.6机翼的颤振计算,计算的颤振临界速度与实验值有5%左右的误差,验证本方法的正确性.由于本方法是在对外形具有良好普适性的非结构动网格基础上完成的,具有良好的工程实践价值.     

跨音速操纵面嗡鸣Hopf分叉分析及结构参数对嗡鸣特性影响的研究

采用Ｈｏｐｆ分叉分析方法,对跨音速操纵面嗡鸣问题进行了研究。用二维守恒型非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ 方程计算了舵面振动时的非定常气动力,计算了出现Ｈｏｐｆ分叉的Ｍａ 数,研究了一些参数对嗡鸣的影响。将Ｈｏｐｆ分叉的计算结果与嗡鸣的时间历程计算做了对比,两者相当吻合,与飞行试验结果相比,也比较接近。     

跨声速翼型上激波／边界层干扰的自适应控制计算

在激波区使用自适应壁对跨声速翼型上的激波/边界层干扰进行控制,可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔,其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用N-S方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨声速粘性绕流,提出了一个适用于本特殊情况(物面边界局部地区在求解过程中有变化)的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨声速翼型绕流的影响。     

跨音速翼型和机翼的反设计计算方法

给出一种跨音速翼型和机翼的反设计计算方法。对所应用的积分方程反方法引入人工粘性项;采用Riegels因子法消除前缘奇性;对强激波问题采用光滑-松弛过程;并将方程中的系数积分成解析形式;对二维翼型反设计计算还提出了一种封闭形式的正则化条件。算例结果表明,该方法对跨音速翼型和机翼设计是一种有效的工具。     

翼上螺旋桨构型耦合气动特性及翼型优化设计

针对半环形式翼上螺旋桨构型,研究了螺旋桨-机翼耦合流场特性,并以短距起降（STOL）状态最优升阻特性为目标对机翼翼型进行全局优化。首先,针对螺旋桨-气动面耦合构型,通过动量源法与真实桨叶模型CFD的计算对比,分析动量源法用于该构型设计分析的可行性。其次,为得到有利于桨-翼耦合特征的新翼型,建立了翼上螺旋桨构型自由型面变形（FFD）参数化模型,采用遗传算法对翼上螺旋桨构型机翼翼型进行全局寻优设计,分析了优化翼型参数及流场变化规律。最后,将优化翼型用于三维半环形机翼,分析其流场特性与二维计算结果的异同,验证二维翼型优化的有效性。结果表明：真实桨叶多重参考系（MRF）方法不能准确计算翼上螺旋桨构型下的流场结构,而动量源法计算结果与真实桨叶滑移网格非定常方法较为吻合;采用二维动量源CFD方法进行翼型的遗传算法优化是有效的,受半涵道的保护,二维优化翼型的优势在三维构型中得到了有效继承;翼上螺旋桨构型的翼型优化应当着重关注翼面曲率变化,在本文计算状态下,通过增加桨盘附近翼面曲率、保持附着流动来加强Coanda效应,有效实现了气动增升,优化后机翼升力提高了22.51%,显著减弱桨盘后高压区并产生二次吸力峰值,同时保持了机翼负阻力特性。     

三维带操纵面机翼欧拉方程数值模拟

本文给出了用欧拉方程求解带操纵面机翼的数值结果，采用有限体积法，四步Ｒｏｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ时间推进，结合不连续面通量守恒传递技术，对有操纵面偏转的三维机翼流场进行求解，计算结果与实验符合较好。     

跨音速机翼采用鼓包主动减阻技术研究

对二维、三维鼓包进行激波控制减阻,并在大型客机的机翼上进行了对比研究。在研究鼓包减阻的机理时,采用了超临界翼型,鼓包的几何形状及鼓包位置的优化也进行了研究。研究结果表明,鼓包位置、形状及串列式分布对机翼的减阻影响较大。最后把得到的研究结果应用到大型飞机的激波减阻上,结果表明,该方法能较大程度地减小激波阻力,进而提高飞机的升阻比,提高飞机的气动效率。     

地面效应下的机翼失速数值模拟

采用计算流体力学的方法,对NACA0012二维翼型、三维机翼和带端板机翼在地面效应下的失速特性进行了数值模拟。通过对数值模拟结果的比较分析,揭示了地面效应下机翼的失速特性。研究结果为地效飞行器机翼的设计与优化提供了理论依据。     

绕任意刚性翼型,机翼非定常流动的跨声速欧拉方程解

本文在有限体积方法的基础上引入变系数隐式残值光顺及固接网格法求解了绕二维翼型及三维机翼非定常流动的跨声速欧拉方程,计算结果与同类结果及实验结果吻合。     

C型机翼局部优化设计研究

以DLR-F4模型为基本外形,利用涡格法以诱导阻力最小为原则,优选出了C型翼翼梢几何参数.采用N-S方程数值求解方法,研究了C型翼布局各部件之间的流动干扰机理.针对机翼与翼梢之间的流动干扰产生局部激波和翼梢水平段产生负升力问题,采用C型翼梢翼型优化配置的方法.仿真结果表明,这一方法较好地克服了上述不利干扰,进一步提高了C型翼的升阻性能.     

计算谐振机翼气动力的激波膨胀波级数展开法

本文根据激波-膨胀波理论,忽略了反射波对翼面压强分布的影响,把斜激波之后和通过一族主特征线的压强展成级数,给出了沉浮和俯仰谐振翼型表面压强分布的近似解析解。然后应用片条理论导得三维机翼振动导数的闭式解。文中给出三角形机翼俯仰导数的几个实例,数值结果与现有其它方法的结果有很好的一致性。     

基于升华法的后掠翼混合层流控制研究

在低湍流度风洞中针对45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用升华流动显示技术研究不同吸气量和不同迎角状态下混合层流控制（HLFC）对转捩位置的影响。结合热线方法测量流向速度研究扰动增长的机制。实验结果表明：萘升华流动显示技术适合用来研究HLFC方法对后掠翼转捩的影响,可以直观和准确地表示后掠翼上的转捩位置;在无吸气的情况下,随着迎角从-6°到2°增大,层流区长度先增大后减小;HLFC方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩;在同一迎角下增加吸气量,可以更有效地减小主要扰动波的能量。     

Shock control on a swept wing

Shock and boundary layer control by contour bumps and local boundary layer suction have been investigated experimentally and numerically on a transonic swept wing. Additional 2-D numerical investigations were performed for the airfoil, corresponding to the wing. The investigations were primarily stimulated by the question concerned with the influence of sweep on the bump effectiveness. This influence has been found to be rather small; the drag reduction by the bump is slightly lower for the swept wing than for the airfoil. A location of the bump in the shock region has shown its effectiveness for reducing shock strength and hence wave drag. A position of the bump downstream of the shock wave has been shown to reduce viscous drag and to postpone buffet-onset to higher lift coefficients. Furthermore, the results indicate that boundary layer suction is a powerful device for drag reduction, but the effectiveness decreases with increasing Reynolds number. Higher effectiveness of suction can be attained, when it is coupled with a contour bump. The parameters height and position (relative to the shock) of the bump, optimized in terms of drag, depend on the shock strength; an influence of the boundary layer thickness upstream of the shock on the optimal bump parameters has not been found. A possibility to control an adaptive bump, mounted on an aircraft wing, is to employ the trailing edge pressure.     

跨声速操纵面嗡鸣的数值研究

我国的一些高速歼击机，在飞行中曾多次出现操纵面嗡鸣问题，它严重影响了飞机的性能和飞行安全，本文采用数值计算方法，对此问题做较深入的分析和研究。气动力计算采用Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，并采用ＬＵ－ＴＶＤ混合差分格式求解由此气动力解操纵面的弹性振动方程，求出现嗡鸣的Ｍ数及振动的频率、振幅等参数。计算中采用Ｂ－Ｌ代数湍流模型，网格生成采用代数方法及保角变换方法，文中讨论了隐式算法在非定常气动力计算     

Mini-TED跨声速气动特性及其增升机理

通过求解二维可压Navier-Stokes方程,研究了NACA0012翼型加装微型后缘增升装置（mini-TED）后的跨声速流场特性,与Gurney flap （GF）对比分析了几何参数对mini-TED后方涡系及翼型气动特性的影响.将mini-TED的几何细节参数定义为弦向长度和有效高度,两者方向正交.在相同迎角下仅改变mini-TED的弦向长度,后缘涡系结构虽发生变化,但翼型气动力几乎没有影响;反之仅改变有效高度则后缘涡系和翼型气动力系数同时发生明显改变,且与同等高度下的GF气动系数相近.结果表明：有效高度是影响翼型气动特性的决定因素.有效高度改变了mini-TED后涡系的发生范围,而相对于整个翼型绕流,后缘涡系的大小是影响翼型流场最重要的因素,而涡系的微观结构和形态的改变影响相对很小.加装mini-TED后上表面激波位置后移、下表面激波强度削弱,从而翼型表面压力分布特性发生了改变.随有效高度增大,mini-TED诱导的涡系发生区域随之增大,引流作用增强,翼型升力系数、阻力系数和低头力矩系数提高,同时相同迎角下翼型的升阻比明显提高.     

轴流压气机超音叶片叶型几何设计方法的研究

本文研究了3种超音压气机叶型中弧线几何设计方法, 讨论了控制叶型前缘进口区曲率的参数及其变化关系; 进行了叶栅设计和流场数值计算分析, 结果表明: 设计叶型表面马赫数分布理想, 激波结构合理, 但以指数中弧线法最佳。