椭圆形控制环量翼型气动力的计算

本文用边界层理论与计及分离尾迹影响的位流理论相结合的方法计算控制环量翼型的绕流,用离散涡模型模拟分离尾迹的影响。由上、下翼面分离点处引入离散涡。只是翼型附近尾迹中的离散涡可以自由移动。离翼型较远的离散涡假设为按来流速度移动。忽略射流出口上游的边界层对射流的影响。这些简化使本文的方法十分有效。与实验比较表明,本文的方法能较准确地计算出翼型的分离点位置和分离点前的压强分布。计算出的升力系数与射流动量系数的关系与实验相符很好。     

稳定射流环量控制的仿真研究

为改善飞行器的升阻特性,提高其机动性能,利用数值仿真技术对稳定射流在超临界翼型的作用效果进行研究。通过动量系数变化对环量控制作用效果影响规律的研究分析后发现:稳定射流环量控制与无射流情况对比,有较强的优越性,在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力。通过对后缘半径和射流口高度的变化对环量控制作用效果影响规律的研究分析,得到圆形后缘超临界环量控制翼型的初步设计方法。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。     

环量控制尾梁实验研究

介绍了带环量控制尾梁的直升机模型在风洞中和旋翼下的测压实验。根据测量数据计算出尾梁上气动力随环量控制参数的变化情况，并绘制成曲线。主要研究动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响。     

环量控制尾梁参数研究

为了掌握环量控制尾梁机理,本文研究了用壁面射流控制圆柱绕流的环量控制参数,利用Fluent软件分析了缝隙位置、大小和数目等参数对尾梁气动特性的影响,获得了圆柱体尾梁上气动力随环量控制参数变化的关系.其中,动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响是本文重点.研究结果表明,缝隙位置对圆柱体尾梁的气动性能影响明显;采用多缝喷气可提高圆柱体尾梁的最大升力系数,也可降低喷气能量消耗.     

基于CFD研究等离子体环量控制流场特性

为了研究等离子体气动激励射流在翼型钝尾缘产生Coanda效应时对流场特性的影响,基于雷诺平均N-S方程中添加体积力源项的唯象学仿真方法,建立并优化了等离子体环量控制的数值计算模型,研究了基于分离点的不同激励器位置对流场的影响规律。结果表明,优化激励器位置后环量控制的效费比ΔCL／Cμ最高可以达到113．49。分析发现,当等离子体激励产生的激励射流刚好可以将分离点推移至压力面时,机翼有效弯度增加最为明显,激励效果最好。     

双圆弧环量控制翼型数值研究

运用数值模拟手段分析了一种双圆弧超临界环量控制翼型,它具有高速巡航短距起降双重优势,初步探讨了这种超环量翼型在起飞不同阶段和不同飞行迎角下升阻力性能变化规律。在此基础上对这种翼型进行了几何优化,结果表明,射流缝高度约为环量翼型弦长的0.2%;环量襟翼偏转角度为30°;铰链旋转点在弦长88.06%～89.85%之间时,升...     

环量控制机翼增升及滚转控制特性研究

环量控制作为一种高效的主动流动控制技术,在飞行器的气动改善、姿态控制方面具有巨大潜力.本文设计一套可以实现向下吹气的环量控制装置,并将其应用于飞行器进行气动控制.首先,通过数值模拟选取环量控制参数,同时分析环量控制翼型的气动特性.通过风洞实验,对同尺寸常规舵面模型和带有环量控制装置的模型进行气动力和气动力矩研究;采用粒...     

襟翼吹吸气控制技术在二维多段翼型中应用的数值模拟

飞机在增升装置打开的情况下,襟翼后缘流动分离严重,阻碍升力系数的增加,可以采取主动流动控制的方法控制分离,提高升力系数。本文利用FLUENT 6.3.26软件,针对某多段翼,在襟翼上翼面设置吹吸气孔,分别进行吹、吸气控制,通过改变流量和孔的位置,进行了襟翼上翼面吹、吸气流动控制对二维多段翼型升力性能影响的数值模拟。计算结果表明:应用吹、吸气技术均可获得更高的升力系数,且能延迟边界层的分离;不同的吹吸气孔流量、位置,对多段翼升力增量有不同程度的影响。     

直升机环量控制尾梁截面形状分析

基于二维可实现k-Epsilon湍流模型模拟计算了直升机环量控制尾梁上的升力,并与试验结果进行了对比,计算结果与试验结果之间显示出了可接受的吻合度。利用已验证的数值计算方法和网格划分方法,分别计算了三组不同截面形状的环量控制尾梁在不同几何参数(喷射角、缝位角、基准直径和狭缝数量)或试验条件(喷射气流速度、下洗流速度)下的升力。结果显示,通过优化尾梁截面形状和狭缝相对位置,引导气流在截面曲率较大的位置处脱离壁面,可以提高尾梁升力并增强附壁气流的稳定性。模拟计算结果还揭示了提高下洗流速度和降低狭缝喷射角可以提高优化尾梁截面和狭缝相对位置的效果。     

Gao-Yong模型用于吹气环量控制翼型的研究

应用Gao-Yong湍流模型模拟了吹气对翼型表面分离流控制的影响.结果表明,该模型不仅能够对翼型绕流的分离点、表面压力分布、升阻特性等做出较好预测,而且还能模拟出控制分离的吹气效果:①有效消除翼面分离涡;②裹携翼面来流进一步提高升力系数.提高吹气动量系数,升力曲线上移的幅度也相应增加;而吹气角度对吹气射流裹携作用的强弱也有一定的影响,当吹气方向相对于翼弦偏上时,吹气射流裹携来流与消除分离涡的作用增强,升力提升更为明显.      

内吹式襟翼环量控制翼型升力响应特性

传统尖尾缘翼型通过控制迎角,综合利用襟翼、缝翼来改变升力,升力对迎角变化的时间响应历程可以用Wagner函数来描述,而内吹式襟翼（IBF）主要通过控制分离来拓展最大升力,并在一定范围内通过调节射流强度改变驻点位置和环量来对升力进行有效控制,其升力随吹气动量变化的时间响应尺度是否与传统尖尾缘翼型相同还不是很清楚。本文主要研究内吹式襟翼升力响应过程,并将其与传统尖后缘翼型升力响应特性进行对比。首先通过某襟翼偏角为30°的双圆弧环量控制翼型对数值方法进行验证,再对某最大厚度为18%弦长的亚声速翼型内吹式襟翼定常吹气控制下的流场进行非定常数值模拟,并分析了其中的瞬态特征。结果表明内吹式襟翼环量控制翼型对激励响应的时间依赖特征与Wagner函数有很好的相互关系,并可以用该函数来描述。     

等离子体气动激励改善增升装置气动性能的试验

针对流动分离导致飞机增升装置气动性能下降的问题,进行了脉冲等离子体气动激励抑制增升装置流动分离的试验。研究了等离子体气动激励的频率、占空比及激励位置等参数对流动控制效果的影响。研究结果表明：等离子体气动激励通过加速近壁面附面层,增强附面层内的能量掺混,可有效抑制主翼和襟翼表面的流动分离,改善增升装置气动性能。在主翼前缘施加激励,可有效控制主翼表面大迎角下的失速分离,最大升力系数增大18.1%、临界失速攻角提高4°;在襟翼前缘施加激励,可有效抑制襟翼表面的流动分离,显著减小阻力,在4°迎角下,将试验模型阻力系数减小了28.7%,升力系数提高了7.1%。占空比对控制效果有较大影响,当占空比为10%～30%时,激励的非定常性更强,控制效果最好;占空比为50%的控制效果次之,占空比为100%时的控制效果最差。来流速度越高,逆压梯度越大,流动分离更难被抑制,控制效果也变差。该研究为在增升装置上应用等离子体流动控制技术提供了理论和方法的基础。     

低雷诺数下层流分离的等离子体控制

为有效控制层流分离特性,消除或减弱低雷诺数时小迎角下的升力非线性现象,改善翼型升力特性,并通过翼型的上表面转捩带与油流显示测量对等离子体激励控制机理进行阐述,对厚度为16%椭圆翼型低雷诺数下的气动特性进行了风洞试验研究。在此基础上,在上表面前缘10%弦长处布置激励器,通过压力分布测量观察等离子体激励对层流分离的影响。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时,等离子体激励和转捩带的作用类似,可以有效延迟或者消除后缘层流分离,从而增加升力;当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时,等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围,从而减小升力;通过控制层流分离,占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。     

外吹式动力增升技术在大型运输机上的应用研究

介绍了机械式增升装置和动力增升装置的工作原理与技术途径，描述了外吹式襟翼系统构型设计和操纵机构设计，研究了该系统的空气动力特性、飞行品质和发动机短舱、机翼展弦比及后掠角等参数对系统的影响。提出外吹式增升装置设计中若干需要解决的问题。认为外吹式襟翼装置是常规布局大型运输机的最佳选择。     

一种基于多操纵面控制分配的IDLC人工着舰精确控制方法

传统舰载机采用纵杆控制迎角,油门杆控制下滑的着舰控制方式存在着操纵通道功能耦合,航迹与姿态耦合,着舰精度不高等多种不足。受舰尾流扰动、航母甲板运动等不利因素的影响,飞行员需要进行高频次的下滑修正操纵,身心负担极重。针对这一问题,在对美军魔毯技术（MAGIC CARPET）系统构成与着舰过程分析的基础上,针对三翼面布局飞机提出了一种基于多操纵面控制分配的综合直接力控制（IDLC）人工着舰精确控制方法。仿真分析表明：基于特征结构配置（EA）解耦设计直接力着舰控制方法能够实现飞机纵向运动长周期模态与短周期模态的解耦、油门通道与纵杆通道的解耦,具有抑制舰尾流扰动、稳定飞机下滑状态、减小操纵负担的功能;而基于多操纵面控制分配的设计方案通过鸭翼正偏增升,不但充分发挥了三翼面布局飞机气动舵面增升控制的优势,还减小了平尾配平出舵量,在一定程度上减小了平尾上偏所带来的升力损失。     

基于拉格朗日拟序结构的局部激励流动分离控制有效性分析方法

从流体输运角度提出了用于局部周期激励流动分离控制有效性研究的数值分析方法。基于有限时间不变流形理论建立用于非定常流动的流体输运分析方法,并采用数值方法从非定常流场中提取得到吸引拉格朗日拟序结构（LCSs）和排斥LCSs描述流体输运行为。通过对局部周期激励的流动分离控制规律的研究,结果表明存在三种与激励频率相关的影响翼型气动特性的流体输运模式,其中在锁频激励下吸引LCSs在前缘形成的尖楔结构有效增强主流与分离区流体的物质交换,减小翼面流动分离区的面积,显著提高翼型升力。     

Aircraft maneuverability improvement by direct lift control system application

The handling qualities of an aircraft will be improved if the Direct Lift Control (DLC) system is applied. In this paper, an attempt has been made to evaluate the influence of DLC-type system parameters on the aircraft's maneuverability and to determine the desired values of these parameters for the purpose of obtaining required values of the handling maneuverability criteria. Published papers which deal with direct lift control do not list requirements for evaluating handling qualities and maneuverability of aircraft equipped with DLC system. In this paper, three new criteria permitting the evaluation of results of employing DLC have been defined. Analysis of influence of DLC system parameters on selected known handling qualities criteria (for example CAP, C^*), as well as new DLC efficiency coefficients, have been illustrated with a numeric example of A4D “Skyhawk” fighter aircraft and PZL M-18 “Dromader” agricultural airplane control system modification.     

尾喷流对飞机升力特性影响的研究与估算

本文对飞机低速飞行时尾部喷流对飞机机身的影响进行了定性讨论和研究，阐明了发动机尾喷流对飞机水平尾冀的影响。在大量实验数据基础上给出了供飞机设计者在飞机初步设计阶段使用的升力特性工程估算公式和曲线。