飞机增升装置的数值模拟研究

增升装置的设计是飞机设计的一项极其重要的内容.本文通过多块网格技术生成计算网格,运用全湍流SST(Shear stress transport)模型和带有转捩修正的SST湍流模型对飞机三维增升装置的气动力特性和流场特征进行了数值模拟研究,通过对数值计算结果与实验结果的对比分析,研究了两种湍流模型的特点及其在飞机增升装置...     

湍流度和粗糙度对边界层转捩影响的研究

工程上计算边界层转捩位置,常用以线性稳定性理论为基础的e~N方法。实际上,层流边界层转捩受坏境因素(如湍流度T,粗糙度k和压力梯度等)影响较大。所以作为e~N方法的补充,须寻求一种能同时计算坏境因素影响的方法。现只有湍流模型方法能满足这种要求。     

C919飞机增升装置工程应用技术研究进展

本文介绍了C919飞机增升装置设计团队关于CFD工程应用技术研究和试验研究的部分工作进展情况:初步搭建了增升装置气动计算软件平台,编写了三维几何成形程序和两套前置处理程序,提高了增升装置的设计效率和准确性;开展了等弦长带后掠半模(SCCH)和C919飞机增升装置构型半模(LSSS)低速风洞试验研究,验证了C919飞机增升装置设计方法和设计方案的可行性。     

舰载机增升装置对薄翼型升力系数的影响研究

描述了增升装置在提高舰载机薄翼型升力系数方面的作用,观察到大偏角前缘襟翼小迎角时对翼型升力曲线的影响,并通过与试验现象对比,初步探讨了非线性作用形成的可能机理。利用数值模拟方法,通过有限元计算软件对相同流场中多种增升装置的升力系数进行了模拟与比较,从而达到合理设计舰载战机翼型的目的。CFD计算结果表明,所设计的二维多段翼型有良好的气动特性,升力系数得到提高,具有较好的增升效果。     

大型飞机增升装置技术发展综述

高效的增升装置是现代大型飞机研制中的关键技术之一。详细介绍了增升装置的原理和现代大型飞机常用的增升装置类型及其支撑与驱动机构。增升装置设计是一个多学科多目标的问题,从气动性能要求、噪声要求和结构重量要求几个方面介绍了增升装置的设计目标。研究了增升装置的发展历程和气动计算与实验方法,最后提出了增升装置的发展趋势和新技术。     

高超声速流动稳定性及转捩工程应用若干研究进展

流动稳定性及转捩是高超声速流动研究的热点和难点,近年来在理论基础研究方面取得了很大进展,但在工程应用方面还存在明显的不足。本文回顾了近年来高超声速流动稳定性及转捩在工程应用研究的若干进展,介绍了流动稳定性在复杂外形流、非平行流、局部突变流、强三维流方面的工程化拓展研究,总结了转捩预测e~N方法在感受性、积分方法、转捩判据、软件开发方面的工程化研究进展;结合风洞试验、弹道靶试验、飞行试验,对零迎角锥、椭圆锥、小迎角锥和大迎角锥的典型案例进行了应用;展望了高超声速流动稳定性和转捩在工程应用的未来。     

战斗机进排气一体化试验数据修正方法

为提高战斗机进排气一体化试验数据准度,基于推阻划分原理,提出了一种修正进气道内流和迷宫密封压差影响的试验数据修正方法。为提高修正可靠性,在总压测量方面,采取了按流场均匀度布置测量点的方法,对流场均匀度较差区域进行测量点加密,提高了总压测量准度;在总压计算方面,采用加权平均法计算平均总压,提高了总压计算准度。为验证该修正方法,在FL-14风洞开展了某型战斗机进排气一体化试验,试验结果表明:修正方法对试验精度影响在国军标相关试验精度指标范围内;本修正方法仅适用于中等迎角以下的进排气试验数据修正;与未修正试验结果相比,修正后的全机升力线斜率和升力值减小,阻力值增加。      

大型客机增升装置噪声机理与噪声控制综述

增升装置噪声是大型客机起降阶段总体噪声水平的重要组成部分。本文综述分析了增升装置噪声机理与噪声控制方法,指出了当前增升装置噪声研究中存在的几个关键难题。开展了高可靠性大涡模拟数值计算,利用相平均、本征正交分解、动态模态分解和相关性分析等方法,对缝翼噪声、襟翼尾缘噪声和襟翼侧缘噪声机理进行了深入研究,增强了对增升装置噪声机理的认识,研究结果有助于指导高效噪声控制方法设计。     

一种基于物理机制的飞机增升装置气动噪声快速预测方法研究

随着航空发动机先进噪声控制技术的使用,机体噪声已经成为飞机着陆阶段的主要声源。在民用飞机进场着陆与起飞过程中增升装置和起落架的气动噪声是机体噪声最强声源。本文研究了一种基于物理机制的增升装置气动噪声预测方法,编制了增升装置气动噪声快速预测程序,修正了增升装置气动噪声预估模型,采用国际公开的文献和试验数据与气动噪声快速预测程序计算结果进行对比。编制气动噪声快速预测程序为评估飞机概念设计阶段的部件噪声级提供了工程实用工具。     

喷气吹气襟翼对翼型气动性能影响研究

用雷诺平均N-S方程模拟方法对翼型上下表面局部增加喷流和吹气的增升效果进行计算分析,内容包括改变喷流压比,喷流角度,舵面状态和吹气位置,以此研究吹气襟翼和喷气襟翼对翼型气动性能的影响规律.模拟结果表明:喷气增升主要通过上下翼面压力分布实现的.在一定范围内升力随喷流的压力比升高而升高;上翼面吹气可以推迟上翼面分离且吹气位置前移推迟分离效果更加明显.     

基于放大因子与Spalart-Allmaras湍流模型的转捩预测

为了验证放大因子输运方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型耦合对转捩现象的模拟精度,选取Schubauer and Klebanoff(S-K)平板、S809低速翼型、30p30n多段翼型以及复杂的三维HiLiftPW-1构型进行自由转捩计算,并将计算结果与实验进行比较分析,其中针对S809算例,还与Langtry-Menter(L-M)转捩模型进行了比较.算例结果表明:放大因子输运方程与S-A湍流模型的耦合能够较好的捕捉转捩位置以及转捩发展过程,对分离泡诱导的转捩的模拟相比L-M转捩模型更精确,转捩位置的捕捉精度提升了10%;对比实验,多段翼转捩位置的捕捉误差最大为6.5%;针对三维高升力增升构型,以实验作为参考,全湍流计算与考虑边界层转捩的对比显示考虑边界层转捩能够更加精确的模拟气动力系数,升力和表面摩擦阻力系数的模拟精度精度提升1%.      

CJ818高升力构型吹吸气流动控制研究

为满足飞机起飞和着陆时的各项性能要求,采用前缘吹气和后缘吸气流动控制技术,完成增升装置高升力构型设计优化。在原型机增升装置基础上,对多组不同吹吸气参数的增升装置翼型进行网格划分和CFD计算,在原构型缝道参数最优值的基础上进一步得到更好的气动性能。CFD计算验证表明:应用流动控制的增升装置相对其原型机增升装置在气动特性方面有很大改善,升力系数有明显提高。从而在起飞和着陆时,可以降低飞行速度,缩短滑跑距离,满足飞机气动性能和场域性能要求。     

基于γ-Re_(θt)转捩模型的低雷诺数翼型数值分析

通过综合运用Michel转捩判据和γ-Re_(θt)转捩模型的方法实现对低雷诺数翼型的气动分析。首先通过Michel转捩判据和层流分离位置分别估算转捩动量厚度雷诺数,然后分别用Langtry和Tomac提出的经验关系式计算转捩动量厚度雷诺数和转捩区长度,通过UDF(User-Defined Functions)将不同组的3个经验关联值写入Fluent软件对E387翼型(雷诺数为3×10~5)进行数值分析,并与试验值进行了对比。结果表明:基于Michel转捩判据比基于层流分离更能准确预测转捩位置,基于层流分离预测的转捩位置过于靠前,但是2种方法的气动力计算结果与试验值都比较吻合,Langtry和Tomac的经验关系式计算结果之间差别不大,Tomac方法能够计算出分离泡,且与Selig油流试验吻合较好。     

基于NURBS曲线的多段翼成形方法与验证

随着民机市场对大型客机的要求不断提高,增升装置的重要性日渐凸显。增升装置可以有效地提高飞机起降阶段的升阻性能。传统增升装置主要包括前缘下垂、前缘缝翼、后缘襟翼等。增升装置外形复杂,设计难度大,设计过程中不仅需要考虑多种增升装置之间的相互影响,还要考虑如何在不破坏干净构型气动外形的基础上实现增升装置的设计,并且增升装置外形精度对气动性能的影响极大,因此需要对其气动外形参数化设计方法进行研究。一套有效的增升装置气动外形参数化设计方法可以极大提高设计效率,缩减研发成本。基于NURBS曲线的可塑性和可控性,提出一种多段翼切割曲线参数化设计方法,实现了对多种干净构型增升装置的成形设计,并验证了该方法的可行性和通用性。     

低雷诺数下翼面局部振动增升机理研究

采用计算流体力学(CFD)方法研究低雷诺数下翼面局部振动对翼型气动特性及其流动特征的影响规律。建立局部振动激励的力学模型,并采用任意拉格朗日-欧拉坐标系下的特征线有限元(ALE-CBS)方法对局部振动激励下翼型绕流问题进行模拟,分析局部振动对非定常流动演化的影响规律,揭示其增升机理。研究结果表明:翼面局部变形的增加会有效降低翼型上表面的前缘压力;非定常流动分离中旋涡之间的距离及其演化频率与振动频率的关系是影响翼型翼面局部振动增升效果的重要因素。当流场主频率与振动频率相同,次要频率为主频率的2倍,即发生锁频时,翼面振动产生的移动分离泡能够使分离区从主流获取更多的能量,使翼型上表面保持较低的压力,有效提高翼型升力。     

红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术研究

发展红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术,旨在解决特殊气动布局外形及金属材料模型转捩位置测量问题。通过在模型表面产生热壁面、现场测试模型表面发射率、使用遮蔽板、在金属模型表面喷涂隔热氟碳漆等措施,解决了环境条件、发射率、辐射传递干扰、金属模型材料特性等阻碍红外成像技术应用的关键问题;通过数值计算及试验测试得到模型热壁面与环境温差在20℃范围内,热壁面背景温度对转捩位置基本没有影响,解决了热壁面对转捩位置影响问题;通过试验原理、试验方法、关键参数测试、转捩判据、准度考核等研究工作,构建了红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术;通过引导试验考核了试验系统。结果表明：该技术实用可靠,值得推广。     

大型水陆两栖飞机增升装置特殊设计综述

为掌握大型水陆两栖飞机增升装置工程设计的基本原理和主要技术,设计出满足较高气动力与水动力性能要求的高效增升装置,围绕两栖飞机增升装置的特殊设计方法开展了系统研究。通过对比分析两栖飞机与常规陆基飞机增升装置的技术特征与设计差异,在综合分析国内外典型两栖飞机增升装置的类型及设计特点的基础上,针对两栖飞机的快速性、喷溅性和抗浪性指标,对增升装置在使用和设计环节中相关影响要素进行了详细阐述。依据两栖飞机的使用环境以及使用要求,探讨了气动力与水动力耦合设计对两栖飞机增升装置的重要性,分析了水面喷溅、近水面效应、机构偏转限制等对增升装置的影响机理和影响规律,剖析了增升装置设计与抗浪指标的内在联系,对增升装置下偏量的选取方法给出建议。结合大量水动力、气动力试验和数值模拟数据,总结提炼出了与工程实际紧密结合的两栖飞机增升装置特殊设计原则。依据本文总结的设计方法完成的增升装置方案,已成功应用于我国正在研制的某大型水陆两栖飞机。通过风洞及水动力试验验证,结果表明该飞机越过阻力峰后未发生主喷溅冲击增升装置的现象,耐波性预报表明该飞机的抗浪能力满足预定的技术要求,从而进一步验证了本文提出的增升装置设计思路和设计方法的可行性,且具有较强的工程应用价值,可为两栖飞机增升装置的设计提供可靠的设计参考。     

低雷诺数翼型和跨声速翼型边界层计算

本文利用边界层动量积分方程和平均流动能积分方程兼容计算了翼面的层流和湍流边界层流动。文中采用一种e~9型转捩判别公式预测翼面存在层流分离气泡情况的转捩位置。并引入对剪应力系数C_r的滞后方程以体现湍流中雷诺应力的历程效应。为避免在翼面流动分离时边界层方程的奇异,采用反解法计算。算例表明,计算与测量结果吻合良好。     

SA和SST湍流模型对高超声速边界层强制转捩的适应性

凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型对该问题的适应性。在考察过程中通过丰富的算例分析了网格规模、可压缩修正和空间离散格式等对计算结果的影响。在层流区,计算能与试验取得非常一致的结果。但在湍流区,计算得到的热流通常高出试验数据。经分析发现其原因是强制转捩的湍流边界层与自然转捩的湍流边界层在涡结构上存在较大差别,使得湍流模型的效果较差。针对高超强制转捩湍流涡结构丰富的特点,对SST湍流模型进行了修改。计算结果表明,该修改方法对提高热流精度具有一定效果。     

考虑隐身约束的舰载飞翼无人机翼尖装置气动设计和分析

在隐身要求约束下,设计了舰载飞翼无人机翼下增升装置。并针对未来尾流雷达探测的反隐身技术,分析了增升装置对尾流消弱的作用,从而提高了该探测方式的隐身效果。计算结果表明,该增升装置可以较好地增加升力、减弱诱导阻力、提高升阻比,并能起到减弱尾流的作用。最后分析了增升、减阻、消弱尾流的机理,解释了在大迎角条件下气动优化效果更好的原因,并与常规布局飞机翼尖小翼的作用作了对比。