特殊大气环境下格尼襟翼的气动特性

临近空间飞行器和火星探测飞行器首要面临低雷诺数、跨声速的特殊气动问题,针对此特殊环境下低雷诺数翼型的格尼襟翼增升方案,基于CFD方法开展了数值计算研究。对不同雷诺数、马赫数条件下,后缘加装不同高度格尼襟翼的Eppler387翼型的气动特性进行了对比分析,结果表明格尼襟翼增大了翼型的前缘吸力和后缘压差,从而显著增大了翼型环量和升力。在较高的马赫数下,格尼襟翼使翼型上表面低压区的范围扩大,对激波位置略有推迟。合适高度的格尼襟翼提高了翼型的最大升阻比,在中高升力系数下能够明显增大翼型的升阻比。研究结果能够为临近空间飞行器和火星探测飞行器的设计及改进提供技术支持。     

低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计

以临近空间太阳能无人机研究为背景,针对高空低雷诺数状态下多螺旋桨/机翼构型进行了耦合气动设计研究。首先,通过对典型多螺旋桨/机翼构型进行气动特性及流动特性分析,提出了以在多螺旋桨滑流影响下构建机翼近壁面理想流态分布形式为核心的低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想;然后,基于该耦合设计思想,依次进行了多螺旋桨布局参数设计研究、低雷诺数流态区域二维翼型设计研究以及近似高雷诺数流态区域耦合螺旋桨滑流影响的机翼翼段设计研究;最后,通过相关设计结果的对比分析验证了所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想及设计方法的有效性和可靠性。结果表明：与常规仅进行低雷诺数翼型优化得到的设计结果相比较,基于所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合设计思想设计得到的多螺旋桨/机翼构型气动特性得到显著改善,在设计状态下,多螺旋桨滑流影响下的机翼阻力相对降低达8.8%,升阻比相对增大达12.1%,由多螺旋桨滑流为机翼气动特性带来的不利影响亦得到约64.5%的补偿和改善。     

基于遗传算法的微型飞行器气动力优化设计

本文以固定机翼式微型飞行器的翼型气动力优化设计为研究背景,在105量级的低雷诺数范围内,把遗传算法与Navier-Stokes方程数值解法相结合,建立了一种以实数编码为基础的自适应算法模型.在基准翼型的基础上,结合锦标赛选择、部分交叉以及自适应变异算子,对翼型进行了升阻比气动力优化设计,并设计了一种高效的复制算子来提高算法的稳定性和计算效率.优化后的翼型升阻比提高显著,表明该算法对低雷诺数翼型的气动外形设计合理有效.     

高升力翼型的气动优化设计和实验研究

利用遗传算法进行了低雷诺数高升力翼型的气动优化设计,并利用风洞实验检查了设计的正确性。优化后的翼型其气动特性有明显改善,这说明了利用遗传算法进行低雷诺数翼型气动优化的可行性。风洞实验结果验证了优化设计方法的正确性,同时也表明新设计翼型有较高的升力系数和相对大的升阻比,其升阻比提高了10%。     

考虑工程约束的高可信度气动外形优化设计

实际气动设计中遇到的工程问题较为复杂,然而能够用于实际工程设计的高可信度气动外形优化设计工具较少.基于飞行器设计工程实际中的各种复杂气动约束和几何约束要求,集成高可信度非结构网格RANS方程求解器、弹簧比拟网格变形技术、FFD外形参数化、RBF代理模型、粒子群优化器,构建多设计点气动外形优化设计工具,并应用于先进低速层流翼型和高亚声速超临界机翼的气动外形优化设计中(包括单设计点和多设计点),进行考虑/不考虑气动约束和几何约束的气动外形优化设计分析.结果表明:多设计点气动外形优化设计工具有效,约束条件和智能优化器自动有效地引导了层流翼型和亚声速机翼外形的有利改变.     

临近空间太阳能无人机增升减阻技术综述

临近空间太阳能无人机是介于航空器与航天器之间的特殊飞行器。受太阳能电池的光电转换效率和储能电池能量密度的约束,提升临近空间太阳能无人机气动效率和螺旋桨推进效率是保证该类型无人机平台任务执行能力、具备永久飞行能力的重要技术途径。然而低雷诺数效应给全机增升减阻技术攻关和节能降耗的设计目标带来了严重困难和挑战。针对这一问题,本文从翼型设计、气动布局设计、螺旋桨/机翼气动耦合设计、流动控制技术、螺旋桨增效设计5个方面调研了临近空间太阳能无人机增升减阻技术的研究现状,梳理了现有增升减阻措施的技术路线,分析了不同增升减阻方法的优势与不足,最后针对临近空间太阳能无人机增升减阻技术的发展趋势给出了建议。     

高空长航时飞行器机翼跨声速气动优化设计

高空长航时飞行器应具有升阻比高和俯仰力矩小的气动特性.基于遗传算法的随机性和隐含并行性,结合适用于多目标处理的Pareto方法,在低雷诺数和跨声速条件下,展开了高空长航时飞行器机翼外形的多目标、多设计点的数值优化设计.仿真计算结果表明,所设计的机翼具有较高的升阻比和较低的俯仰力矩,同时在设计马赫数附近升阻比的变化比较平稳,具有良好的综合气动性能.     

湍流度对低雷诺数翼型气动特性的影响研究

为研究湍流度对低雷诺数翼型气动特性的影响,采用经过风洞试验验证的基于γ-(Reθt)转捩模型的RANS数值模拟方法,针对典型低雷诺数翼型E387,选取不同雷诺数/湍流度状态开展了对比分析.研究结果表明,湍流度对翼型气动特性的影响十分显著且规律较为复杂.高湍流度可以在一定状态下使升阻比大幅提升,显著改善低雷诺数翼型的气动...     

临近空间螺旋桨低雷诺数高效翼型数值分析

针对临近空间翼型边界层变厚更容易发生分离的特点,在修正了湍流模型后,通过分析比较13种低雷诺数翼型的升阻系数得到了比较适合用于临近空间螺旋桨叶素的高效翼型。结果显示,攻角在-6°～8°、8°～14°、14°～22°三种工况下,分别采用SST k-ω、RNG k-ε、Realizable k-ε湍流模型,可以得到与国外实验比较接近的合理结果;工况条件对翼型气动性能好坏的影响很大,翼型S-1223和FX63-137在所研究的工况内都具有较好的气动性能;因此可以选择这两种翼型作为临近空间螺旋桨用高效翼型。     

空天飞行器机翼/翼型的需求分析及应用

空天飞行器飞行空域大,速域宽,经历亚/跨/超/高超声速飞行,气动特性变化大,传统翼型难以同时满足低速、高速时的设计要求,给机翼/翼型设计提出了新的挑战.本文围绕飞行环境特点,分析了低速高升力与高速高升阻比、升重匹配、结构热防护等设计要求,提出了空天飞行器对机翼/翼型设计的新需求.基于一种新的宽速域翼型,采用数值模拟方法,开展三维流动下翼型与机翼平面形状的一体化优化设计,获得了一种翼型沿展向变化的新机翼,相对优化前,低速时机翼产生的升力效率提高了36.3％,超声速和高超声速升重平衡升阻比分别提高了33.4％和12.9％,新机翼能更好地兼顾低速、跨声速、超声速和高超声速气动性能的要求.将新机翼应用于典型空天飞行器,再通过全机气动外形优化设计,进一步提高了宽速域飞行时升重平衡下的使用升阻比,高亚声速时提高了5.9％,超声速时提高了10.3％,高超声速时提高了0.7％,解决了低速飞行时高升力与高速飞行时高升阻比的需求矛盾,并获得了一种满足宽速域总体设计要求的空天飞行器气动布局.研究成果具有一定工程指导意义.     

耦合多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼设计

以某型手抛式太阳能无人机(UAV)模型为对象进行考虑多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼平面形状设计研究。首先,基于升力面理论发展了准定常求解多螺旋桨/机翼相互气动干扰问题的涡格法(VLM)程序,并采用建立参考翼型气动特性数据库的形式发展了相关低雷诺数修正(LRC)方法;然后,通过对翼型、低雷诺数机翼及单螺旋桨/机翼算例的数值模拟及与相关实验结果的对比,验证了本文数值方法具备模拟低雷诺数复杂流动问题的可靠性及准确性;最后,对某型手抛式太阳能无人机简化拉力多螺旋桨/机翼模型进行了直接优化设计及反设计,并通过具有较高精度的CFD准定常求解技术对优化结果进行了验证。结果表明:以CFD方法计算结果为参考,本文涡格法程序及低雷诺数修正方法能够准确高效地计算相关低雷诺数复杂流动问题;传统未考虑多螺旋桨滑流影响的设计机翼在实际螺旋桨工作状态下将偏离设计点,机翼气动特性得不到提高;考虑螺旋桨滑流影响的优化设计方法能够有效改善机翼阻力特性,相对应地,在设计状态下优化机翼总阻力能够降低19.52counts。     

超临界翼型低雷诺数流动分析及优化设计

以高空长航时无人机(UAV)翼型研究为背景,对超临界RAE2822翼型在高空高亚声速下的低雷诺数气动特性进行了数值模拟及优化设计研究。采用求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,对典型低雷诺数下RAE2822翼型绕流进行数值模拟,验证了SST k-ω湍流模型的可靠性和准确性;基于不同高度不同雷诺数下RAE2822翼型的计算气动力对比分析,研究了高度增大所带来的低雷诺数效应;通过对低雷诺数下超临界翼型表面流场结构及流动机理的详细分析,提出了一种弱化激波的翼型设计思想,并通过优化算例验证了该思想的可行性。     

翼型加装格尼襟翼的低雷诺数气动特性实验研究

为了研究低雷诺数下格尼襟翼对翼型气动特性的影响,通过风洞试验研究了Eppler387翼型加装0.5%～5.0%弦长高度格尼襟翼后的气动特性变化,试验雷诺数1.49×105～2.31×105。试验结果表明：低雷诺数下Eppler387翼型加装格尼襟翼后,升力系数和力矩系数明显增大,襟翼高度大于2%弦长时阻力系数显著增大。格尼襟翼在高升力系数下能够起到增大升阻比的作用,适用于微小型飞行器工作在大载荷状态,而0.5%弦长高度的襟翼还能够兼顾中小升力系数下的气动效率,同样适合于微小型飞行器在巡航状态使用。与原翼型相比,加装襟翼后最大升阻比对应的迎角提前,随襟翼高度的增加,翼型升阻比曲线峰值变得不再突出。     

基于全局/梯度优化方法的宽速域乘波-机翼布局气动设计

宽速域高超声速飞行器是航空航天领域新的战略制高点,其飞行速域与空域极大化特点导致亚/跨/超/高超声速气动性能难以兼顾。为了缓解高低速气动设计的矛盾,以典型宽速域乘波-机翼布局为研究对象,结合基于代理模型的全局优化方法和基于伴随梯度的局部优化方法,对该宽速域构型的布局参数和剖面形状进行了从全局到局部的多目标分步优化。结果表明,在约束亚声速升力系数、高超声速阻力系数的情况下,基于代理模型的布局参数优化方法能够在维持高超声速气动性能的同时,将亚声速的升阻比提升9.5%。进一步选取布局参数优化结果 Pareto面上亚声速气动特性最优的构型,利用基于伴随梯度的优化方法,对机翼剖面进行梯度优化。优化结果表明,梯度优化能够有效地改善飞行器亚/高超声速状态下的阻力特性,并将翼型在几何上优化为兼顾亚/高超声速气动特性的双S翼型。通过上述从布局参数到剖面参数的优化,乘波-机翼构型的亚声速升阻比相比初始构型提升了12.4%,高超声速升阻比相比原始构型提升了6.2%。     

高超声速飞行器构型的数值模拟、试验研究与优化设计

综合升力体和乘波构型的气动性能优势,发展了一种高超声速飞行器前体气动构型的设计方法。运用该方法参考某高超声速飞行器气动布局方案,设计了一种高超声速飞行器气动布局。对该类高超声速气动布局进行了数值模拟、优化设计和试验研究;并研究了该类气动布局在高空飞行时,稀薄气体效应对气动性能的影响。数值模拟结果表明：构型前体预压缩面能够将高压气体封闭在构型下表面,实现了乘波构型的设计概念;优化设计结果表明,对于该构型宽展比应在0.4~0.6之间,通过优化升阻比至少有3%~5%的提高余地。对DSMC算法的碰撞模型和有效碰撞次数进行了改进,发展了临近空间飞行器气动性能模拟软件。研究结果表明,在临近空间区域,该类气动布局的升阻比特性略有下降,但仍旧保持了高升阻比的气动优势。     

乘波飞行器气动优化设计的关键技术与进展

乘波飞行器以高升阻比以及高度一体化性能成为国内外高超声速临近空间飞行器研究的热点。介绍了乘波飞行器气动优化设计的发展现状,重点分析了机体/推进一体化设计、增升减阻降热设计和优化设计方法的关键技术,提出了乘波飞行器气动优化设计的一种思路,并对未来进一步的研究进行了展望。     

低雷诺数下螺旋桨翼型非定常气动性能的比较

为得到适用于平流层螺旋桨桨叶叶素的翼型,采用数值方法,通过改变气流速度和攻角,比较研究了低雷诺数下8种典型翼型的非定常气动性能.结果显示,大攻角工况下翼型容易发生流动分离现象,翼型吸力面的分离越严重,气动力的振荡幅度越大.通过比较不同攻角和不同速度下翼型的升阻比大小和气动稳定性得出,SD 8000 - PT翼型具有较高的升阻比和较稳定的气动力,适合作为螺旋桨的翼型.     

新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究

参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。     

低雷诺数翼型的气动外形优化设计

对翼型参数化方法Parsec和Hicks-Henne型函数系列方法,进行了低雷诺数翼型的参数化描述研究。分析了低雷诺数翼型气动优化目标设置特点,确定改进的Hicks-Henne型函数作为翼型的参数化描述方法。从基于功率因子最大的角度出发,结合Kriging代理模型和遗传算法的运用,进行了低雷诺数翼型的气动外形正优化设计。引入传统高雷诺数翼型的多点优化方法,进行两组不同速度域、两种不同加权系数下的多点优化,优化速度域最大范围15m/s,并结合翼型的单点优化进行研究。结果表明:多点优化更适用于低雷诺数翼型的气动优化;如果某多点优化翼型功率因子均值提高29.54%、力矩系数方差降低27.79%,有利于飞行航时和稳定性提高;多点优化具有较好的工程应用价值。     

基于粗糙度敏感性研究的风力机专用翼型设计

对几个具有代表性的风力机常用翼型的几何特性和气动特性进行分析研究,详细探讨了各种翼型的前缘粗糙度敏感特性情况。基于一种新的翼型几何形状表征形式,以设计攻角工况下光滑条件和粗糙条件下的升阻比加权值为目标,优化设计得到了一种相对厚度为24.7%的风力机专用新翼型。对新翼型在主要工作攻角范围的升力特性、阻力特性及升阻比特性进行了研究,并详细分析了新翼型在不同工况下的气动特性情况,研究结果表明:新翼型具有低前缘粗糙度敏感性和低湍流敏感性;在设计和非设计运行工况下都具有很好的气动性能;雷诺数的升高和三维旋转效应对风轮叶片新翼型的气动特性具有促进作用。