脉冲吹气对无缝襟翼翼型气动性能的影响

只有采用足够小的能量输入,获取更大的空气动力收益后,主动流动控制才有可能在真实飞机上获得更广泛的应用。脉冲吹气比定常吹气所需能量更少,控制效果更好,在改善翼型气动性能上得到广泛的研究。数值模拟了脉冲频率、占空比、动量系数等参数对无缝襟翼翼型升阻特性的影响规律,研究表明,脉冲频率接近于涡脱落频率时增升效果最好,当脉冲频率小于涡脱落频率时,阻力增加,当脉冲频率为涡脱落频率2倍时,阻力减小最多;动量系数较小时,占空比越小,冲击效应越强,增升效果越好;动量系数小于临界动量系数时,脉冲吹气增升效果优于定常吹气,当动量系数大于临界动量系数时,脉冲吹气控制效果低于定常吹气。研究脉冲吹气参数对翼型性能的影响规律,对采用周期性激励增升减阻、舵面增效的飞行器设计具有一定参考意义。     

螺旋桨滑流对短舱/机翼构型尾迹流场的影响

螺旋桨滑流对飞机机翼表面流动和尾迹流场有重要的影响,进而改变机翼和飞机的性能。本文通过风洞试验方法开展了螺旋桨滑流对尾迹流场的影响研究。试验模型为后掠角4°、带增升装置的螺旋桨/短舱/机翼模型,试验构型包括襟翼收回和襟翼打开,试验策略是在两种构型下分别同时模拟真实飞行状态的拉力系数和前进比。通过比较有/无螺旋桨时空间尾迹流场的速度场和流动偏角等,分析滑流在尾迹流场中的发展规律和影响范围,研究尾迹流场中滑流的加速效应、下洗和侧洗效应等。结果表明,在滑流作用下,机翼远后方流场参数在机翼展向和垂直方向上均呈现复杂的变化;同时,襟翼收回和襟翼打开构型的滑流效应有明显的区别,影响规律也有所不同。     

螺旋桨对襟翼增升效果影响的数值模拟

寻找增大起降升力系数、降低起降距离的方法,一直是飞机设计领域的重要研究问题。文中通过数值模拟的方法,研究了螺旋桨滑流对飞机机翼和襟翼气动特性的影响。计算结果表明,螺旋桨的滑流对襟翼的增升有显著的提升效果,并且随着襟翼的偏转角度增大及螺旋桨的转速的提高越大,该效果也会进一步增强。通过该研究,在飞机设计时可以综合考虑上述影响,选取合适的螺旋桨和襟翼进行配合,找到螺旋桨的最佳位置,得到最大的升力系数,降低起降场长。     

大型水陆两栖飞机吹气襟翼设计与分析验证

针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流场结构,最后通过风洞试验验证了该方案的增升效果.结果显示该设计方案在较宽的吹气动量系数范围内,最大升力系数均有不同程度的增幅,在吹气动量系数约为0.2左右时,获得最大的升力系数增量约为1.0,按照原型机的滑流影响规律推算,当采用吹气襟翼的主动流动控制方案后,起降速度能下降约30%,达到了设计指标.      

涡桨飞机滑流影响的非定常数值模拟验证

通过求解绝对坐标系下的非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,计算了螺旋桨非定常滑流对某涡桨飞机起飞构型低速状态的气动特性影响。为描述螺旋桨桨叶的相对运动,采用了动态重叠网格技术,并在并行环境下采用全隐式双时间步方法和多重网格技术来保证时间精度和提高计算效率,计算结果与试验值相当吻合,研究表明:滑流区内襟翼上的动压得到明显增强,同时高速滑流也起到一个吹除在大偏度襟翼上堆积的附面层作用,延迟了襟翼上气流的分离,这两个因素明显提高了襟翼效率,另外经过机翼的导流作用后,滑流对襟翼的洗流不像机翼那么明显。本文还将有无滑流的流场进行对比,通过当地动压增量来定义滑流的加速效应边界,以及通过当地气流角增量来定义滑流的洗流效应边界。该方法能较好地捕捉和解释滑流对飞机部件干扰而使得飞机方向安定性呈现的非线性现象,初步揭示了螺旋桨滑流复杂尾迹流动的特点。     

螺旋桨滑流对平尾载荷的影响分析

为了研究涡轮螺旋桨滑流对平尾的载荷影响,以某高平尾、螺旋桨桨叶右旋的运输机为例,通过带动力风洞测力测压试验获得了飞机的气动特性,试验结果给出了螺旋桨不同拉力系数状态下滑流对飞机俯仰力矩系数、平尾法向力系数的影响。在飞机正迎角较大时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著。按照CCAR-25部对称机动的设计准则,利用飞行力学六自由度非线性微分方程,结合试验结果开展了有/无滑流影响两种情况下对称机动仿真和平尾载荷影响分析。分析结果表明,螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值变化较大;平尾的法向力、弯矩和扭矩限制正载荷明显增大,限制负载荷有所减小。     

滑流对飞机纵向静稳定性影响的数值模拟

针对某"机身+机翼+襟翼+短舱+螺旋桨+平尾"简化构型,开展低速大拉力系数工况下强螺旋桨滑流的数值模拟。模型为翼吊双发布局,动力计算时分为三个计算域,分别为两个包含螺旋桨的旋转域和一个静止域。采用商业软件ICEM CFD生成多块面搭接非结构网格,在机体表面和滑流区域对网格进行加密以便于捕捉螺旋桨滑流的发展及其与机翼、尾翼等部件之间的干扰。采用ANSYS CFX软件求解雷诺平均Navier-Stokes方程,使用多参考坐标系(MFR)方法模拟螺旋桨的旋转。基本构型有/无动力的计算结果表明螺旋桨动力及其产生的滑流对模型的纵向静稳定性影响较大,模型的纵向静稳定性在迎角较小时下降明显甚至丧失,在迎角较大时反而略有增加。一般而言,涡桨飞机平尾处的流场受气动布局、迎角、机翼及襟翼的下洗和螺旋桨滑流及其强度等因素的共同影响。对模型各部件的俯仰力矩特性及尾翼区流场细节进行详细分析可知,小迎角时飞机纵向静稳定性的下降是由于平尾受到机翼及襟翼较强的下洗作用而导致效率下降,而此时平尾没能进入滑流区,不能有效利用滑流区内高能气流来提高平尾效率。并且由于两个螺旋桨同为逆时针旋转,右侧平尾的贡献高于左侧平尾。为了验证这一结论,分别将螺旋桨向上平移0.7m和将平尾下移0.86m并进行数值模拟,结果表明平尾对模型纵向静稳定性的贡献均有增加。     

考虑螺旋桨滑流影响的垂尾飞行载荷设计

依据CCAR-25部偏航机动的设计准则,研究了螺旋桨滑流对垂尾载荷设计的影响.以T型尾翼布局、桨叶右旋的某支线客机为例,分析了螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响:拉力系数越大,则滑流对飞机侧向力系数和偏航力矩系数的影响越大;在负侧滑时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著;正侧滑时,滑流对飞机气动特性的影响较小.基于飞行力学六自由度非线性微分方程,开展了有/无滑流影响情况下偏航机动仿真和垂尾载荷设计.结果表明:螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值增大,算例飞机的垂尾侧向力、弯矩和扭矩限制载荷分别增大5.21％、8.21％和4.85％.     

CFD在螺旋桨飞机滑流影响研究中的应用

通过求解绝对坐标系下的非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,计算了非定常滑流对某飞机巡航构型低速状态的气动特性影响。为描述螺旋桨桨叶的相对运动,采用了动态重叠网格技术,并在并行环境下采用全隐式双时间步方法和多重网格技术来保证时间精度和提高计算效率。将计算结果与试验结果相比较,在线性段,计算得到的升力系数与试验值总体偏差不超过2%,阻力系数相对试验值而言整体偏大,基本控制在8%左右,俯仰力矩系数的计算结果与试验值趋势一致。总结了滑流对螺旋桨飞机宏观气动特性的影响规律,由于滑流在空间发展过程中不断与周围空气相混合,使得滑流边界逐渐"模糊",因此滑流流管在空间发展过程中的巨大畸变对滑流影响的分析工作带来了难度。针对这种现象,本文将有/无滑流的流场进行对比,通过当地动压增量来定义滑流的加速效应边界,以及通过当地气流角增量来定义滑流的洗流效应边界。该方法能较好地捕捉和解释由于滑流对飞机部件干扰而使得飞机方向安定性呈现的非线性现象,初步揭示了螺旋桨滑流复杂尾迹流动的特点,在螺旋桨飞机非定常滑流影响机理研究方面具有一定的参考价值。     

前缘下垂结合内吹式襟翼失速特性研究

内吹式襟翼具有高效的增升能力,但失速迎角在较高的吹气动量系数下下降明显,为改善其失速特性,研究内吹式襟翼加装前缘下垂后的失速特性。对前缘下垂结合无缝襟翼的亚声速翼型在环量控制作用下的流场进行数值模拟,研究吹气动量系数对失速特性的影响规律,前缘刚性偏转、弯度变化和厚度变化对失速特性的改善作用,以及改变襟翼偏角研究前缘下垂的作用效果。结果表明：随着吹气动量系数的增加,失速迎角先迅速下降再略微增加;前缘下垂装置减小了翼型上表面逆压梯度,延缓了翼型边界层动量厚度随迎角增加而增加的趋势,能有效提高失速迎角;通过逐渐改变前缘表面曲率,实现了前缘下垂设计对失速特性改善的最好效果。     

微小型螺旋桨滑流内舵面操纵特性实验研究

微小型垂直起降飞行器悬停时往往采用螺旋桨滑流内舵面偏转进行姿态控制,但容易出现操纵力矩不足的问题。本文针对这一问题对微小型静推力状态螺旋桨与带舵面机翼的组合体进行了系统性的实验。通过对实验数据分析,本文指出通过优选螺旋桨几何参数可以改善操纵特性,并得出带舵面机翼不同构型对操纵特性影响的一系列结论,为如何改善此类飞行器悬停时的操纵特性提供了设计参考。     

旋翼螺旋桨/机翼巡航状态气动干扰规律研究

为优化倾转旋翼机气动布局,研究旋翼螺旋桨与机翼间复杂的气动干扰,在考虑有限翼展三维效应、翼尖小翼情况下,通过改变机翼外翼段的长度,研究了旋翼螺旋桨与机翼间的气动干扰规律.使用计算流体力学的三维非定常计算方法获得了巡航状态下旋翼螺旋桨与机翼的流场特征及气动特性参数,研究了螺旋桨滑流对机翼的上洗、下洗作用,以及机翼对螺旋桨...     

螺旋桨滑流的三维流场特性数值研究

对不同前进比下的螺旋桨滑流流场进行了三维数值模拟,并采用诱导系数来量化螺旋桨的滑流效应,结合涡流理论深入分析和研究了单独螺旋桨的滑流流场特性。结果表明:螺旋桨滑流具有加速效应和扭转效应,其分别可用轴向诱导系数和环向诱导系数来量化;滑流的加速效应沿径向呈先增后减的趋势,而扭转效应沿径向递减;滑流的加速效应和扭转效应均随前进比的增加而减弱。螺旋桨的涡系结构主要包括绕桨叶的附着涡、从桨尖和桨根逸出的自由涡、从桨叶尾缘逸出的自由涡系,以及固体壁面附面层处的涡结构。螺旋桨滑流区的流场可由轴向诱导系数、环向平均的环向诱导系数以及涡系结构共同描述。      

基于OpenFOAM的水陆两栖飞机水面高速滑行研究

在开源软件OpenFOAM的两相流动态解算器中添加了激励盘,数值研究了考虑动力影响的大型四发涡桨水陆两栖飞机在水面高速滑行时的典型力学特性。针对水陆两栖飞机的特殊性,全面考虑了飞机高速滑行时的水动力、气动力、地面效应以及螺旋桨的动力影响,较为真实地模拟了飞行器水上起飞的瞬时状态。首先,在interDyMFoam中添加了激励盘模型,以体积力的形式将螺旋桨旋转产生的动量注入流场,用以模拟飞机起飞时大拉力情况下滑流的动力学影响,较螺旋桨非定常模拟方法大幅减少了计算量。其次,对Wigley船体标模和螺旋桨单桨模型分别进行了考核,验证了OpenFOAM的水动力计算能力并确认了新加入的动态激励盘方法的可靠性。最后,利用建立的方法研究了水陆两栖飞机水面单断阶滑行过程中的气动力和水动力特性并给出了滑流和动力的影响规律。     

Lift enhancement based on virtual aerodynamic shape using a dual synthetic jet actuator

The Dual Synthetic Jet Actuator (DSJA) is used to develop a new type of lift enhancement device based on circulation control, and to control the flow over the two-dimensional (2D) NACA0015 airfoil. The lift enhancement device is composed of a DSJA and a rounded trailing edge (Coanda surface). The two outlets of the DSJA eject two jets (Jet 1 and Jet 2). Jet 1 ejects from the upper trailing edge, which increases the circulation of airfoil with the help of the Coanda surface. Jet 2 ejects from the lower trailing edge, which acts as a virtual flap. The Reynolds number based on the airfoil chord length and free flow velocity is 250000. The results indicate that the circulation control method based on Dual Synthetic Jet (DSJ) has good performance in lift enhancement, whose control effect is closely related to momentum coefficient and reduced frequency. With the increase of the reduced frequency, the control effect of the lift enhancement is slightly reduced. As the momentum coefficient increases, the control effect becomes better. When the angle of attack is greater than 4°, the increments of lift coefficients under the control of DSJ are larger than those under the control of the steady blowing at a same momentum coefficient. The maximum lift augmentation efficiency can reach 47 when the momentum coefficient is 0.02, which is higher than the value in the case with steady blowing jet circulation control.     

滑流对涡桨飞机进气道气动性能影响的研究

螺旋桨滑流产生的加速效应、旋转效应、粘性效应等对于处于后方的进气道性能有显著的影响。基于计算流体力学方法(CFD),通过求解非定常 RANS方程,采用滑移动态网格技术来模拟螺旋桨的旋转,建立考虑螺旋桨滑流的飞机进气道气动特性数值仿真方法;以某多轴式涡桨动力系统为研究对象,对螺旋桨滑流对进气道内流的影响进行分析。结果表明：在地面与起飞两个大拉力状态下,有滑流进气道出口总压恢复系数较无滑流的有所提高;而巡航状态下有滑流进气道出口总压恢复系数却降低,除地面小速度状态外,在起飞以及巡 航飞行状态下,滑流会增加进气道出口总压畸变指数。