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超临界自然层流机翼设计及基于TSP技术的边界层转捩风洞试验 总被引:1,自引:1,他引:0
为了实现绿色航空节能减排的目标,层流设计技术成为飞行器设计者的研究热点。对于跨声速客机而言,超临界自然层流机翼设计技术将显著减小飞行阻力,提升气动性能,减少燃油消耗和污染物排放。首先,基于高精度边界层转捩预测技术耦合翼型优化设计系统,实现超临界自然层流翼型设计;经过合理的翼型配置,形成超临界自然层流机翼。转捩数值模拟分析结果表明,超临界自然层流机翼的层流流动特性良好。然后,以比例为1:10.4的试验模型在荷兰高速低湍流度风洞进行边界层转捩风洞试验,使用温度敏感材料涂层(TSP)技术拍照获得机翼表面在不同马赫数、雷诺数和迎角工况下的层流-湍流分布。最后,通过超临界自然层流机翼边界层转捩试验结果,探讨了该类型机翼的转捩特性随来流参数的变化规律,总结了超临界自然层流机翼设计的关键因素。此外,该模型也可用来验证边界层转捩预测技术在超临界、高雷诺数工况下的预测精度。 相似文献
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目前一架F-16XL研究机已经被改装成一架超音速层流控制概念研究机。该机的左机翼被装上了一个带有很大的吸气表面翼套。这项试验将对美国高速民用运输机(HSCT),即下一代超音速民用飞机的研制具有重要的意义。装上新翼套的F-16XL已完成了首次飞行。为其制订的一系列试验计划将要验证仅仅使用目前的吸气技术是否能在超音速飞行下维持机翼表面的大部分区域为层流区,从理论上讲,通过对机翼前段翼型外形的正确设计,组 相似文献
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高空无人机与常规的运输机以及通用飞机的气动力设计有很大的不同。文章介绍了飞行雷诺数在10^6量级、飞行马赫数在M=0.6左右高空无人机的气动力特点,分析了翼型在低雷诺数与高冒诺数条件下层流流动的特点以及工程设计中存在的问题。通过理论分析并结合工程设计中的经验,对高亚音速低雷诺数翼型设计思想进行了讨论,并进行了翼型的初步设计和结果分析。 相似文献
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针对层流翼优化设计问题,推导考虑吸气影响的层流-湍流转捩耦合伴随方程,并结合链式求导法则、自动微分技术及CK(Coupled Krylov)算法实现耦合伴随方程的高效求解,构建基于离散伴随理论的混合层流(HLF)翼梯度优化设计系统。转捩预测采用基于扰动放大因子模型(AFM)的eN方法。层流飞行试验结果表明,基于AFM的转捩预测方法能够有效捕捉吸气控制影响下T-S(Tollmien-Schlichting)扰动波失稳诱导的转捩现象。利用构建的梯度优化系统开展层流翼型多点设计,并与非梯度优化方法的优化结果进行对比。自然层流设计结果对比显示,不同优化方法得到的设计结果呈现出较强的一致性。混合层流翼型多点设计结果显示,混合层流优化具有比自然层流优化更强的减阻能力。相比于自然层流优化翼型,混合层流优化翼型分别减阻6.1%、5.9%、33.3%、9.5%。本文构建的基于离散伴随的层流翼梯度优化方法能使混合层流机翼的气动性能得到大幅提升,可为未来混合层流机翼减阻设计提供方法支撑。 相似文献
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层流机翼设计技术是民用飞机减阻设计重要的发展方向之一。采用CST参数化方法及现代优化算法开展了面向工程应用的层流翼型设计方法研究,基于某层流技术验证机需求设计了一款层流翼型,采用数值计算和高速风洞试验对其层流特性进行了验证研究。研究结果表明,发展的设计方法可以实现层流翼型优化设计及反设计,优化翼型表面的层流区域显著扩大,升阻比有所提升;为验证机设计的层流翼段在设计点具有超过50%的层流区域,较传统翼段减阻量超过10%。研究结果对军民用高亚声速运输类飞机的层流减阻设计具有一定的参考价值。 相似文献
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先进高速高升力自然层流(NLF)翼型的设计已经成为提高新一代高空长航时(HALE)无人机(UAV)性能的重要手段。然而这类翼型表面极易出现分离泡和激波等,尤其对于马赫数、飞行攻角等状态波动气动特性非常敏感,这导致传统的层流翼型设计方法设计的外形在面向工程应用中出现稳健性差,难以被工程使用。气动稳健设计(RADO)方法虽然是一种有希望的解决途径,但它遭遇了巨大计算花费的难题。为了解决这些问题,通过对影响气动稳健优化设计效率的关键技术进行研究,发展了基于自适应前向-后向选择(AFBS)的稀疏多项式混沌重构方法,极大改善了不确定分析(UQ)和稳健优化效率。同时,也发展了考虑多参数不确定的高效气动稳健优化设计方法,有效解决了传统翼型设计方法难以满足高速高升力自然层流翼型设计要求兼顾高升力设计、自然层流设计以及超临界设计的难题。最后使用发展的方法成功设计了一类具有典型特点的跨空域稳健自然层流翼型。结果表明设计的翼型相对于经典的全球鹰无人机翼型气动性能全面提升,同时低阻范围更大,气动性能更加稳健,从而验证了稳健优化方法的有效性和相对于确定性设计的优势。 相似文献
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自然层流超临界翼型的设计研究 总被引:5,自引:1,他引:4
乔志德 《流体力学实验与测量》1998,12(4):23-30
阐述了研究发展我国自然层流超临界翼NPU-L72513的设计思想,设计要求和转捩位置的判别技术和设计方法,首次提出了利用弱激形足够压梯度的自然层流超临界翼型的设计思想,解决了维护层的所需的一定顺压梯度压力分布形态和无激励超超临界翼型的屋顶状压力分布要求的矛盾,风洞实验结果表明,所设计自然层流超临界翼型达到了设计要求。 相似文献
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高亚声速层流无人验证机首创性地采用内侧等直试验段与外侧后掠基本翼相结合的特殊气动布局形式,基本翼与试验段在整体飞行特性层面的协调匹配及基本翼自身的高低速特性协调匹配是气动力设计的出发点。根据典型飞行试验任务对高速巡航效率和低速失速特性的设计需求,针对性剖析了高低速气动特性的主控因素与设计原理。结合全速势-附面层修正方法设计、数值模拟校核的思路开展了兼顾巡航点激波/环量特性及低速分离顺序的基本翼气动力协调设计研究,形成了工程适用的设计方案。数值模拟和风洞试验综合评估结果表明:设计方案实现了大尺寸翼吊短舱影响下的巡航点无激波压力分布稳健性设计,在高亚声速验证工况气动特性良好的前提下,有效保证了低速临界迎角状态翼面分离梯次合理、升力/力矩可用,实现了基本翼与飞行试验验证需求及高低速气动特性的双重协调匹配。 相似文献
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层流技术是未来发展绿色航空的核心技术,可处理大规模设计变量的高效、鲁棒的优化设计方法是推动层流技术工程应用转化的关键环节之一。基于高可信度RANS求解器,结合准三维层流边界层方程、Drela-Giles和C1准则,建立了可同时捕捉Tollmien-Schlichting(TS)和Crossflow(CF)不稳定性的转捩预测方法,与典型风洞和飞行试验对比,验证了该方法的可靠性。通过严格物面插值、获得准确的间歇因子函数以剔除气动力计算引入的数值噪声,精确推导了考虑转捩的耦合伴随方程,并结合无矩阵存储技术、链式求导法则、反向混合自动微分及Coupled Krylov(CK)算法发展了耦合伴随方程高效求解方法,最终建立了基于离散伴随的层流翼梯度优化设计方法。针对典型客机翼身组合体构型的气动优化显著推迟了转捩,获得了10.48%的减阻收益。优化结果表明,建立的层流翼梯度优化方法能够有效处理多种转捩机制并存的复杂三维层流翼优化问题。 相似文献
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跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法 总被引:1,自引:1,他引:0
跨声速层流翼型设计须兼顾优良的超临界特性和自然层流特性,因而对设计方法提出了更高的要求。针对现有反设计方法和直接优化设计方法的不足,发展了一种适用于跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法。该方法引入了基于经验的局部流场特征作为反设计目标,翼型性能指标作为直接优化设计目标,然后加权形成了混合反设计/优化设计总目标,并同时考虑了气动和几何约束。优化算法采用基于自适应并行加点技术的代理优化,流动数值模拟采用耦合基于线性稳定性理论的eN转捩自动判定的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解器。针对现代中短程民用客机需求,以NPU-LSC-72613翼型为基准,开展了层流翼型减阻的混合反设计/优化设计。分别将局部目标压力分布、总阻力作为反设计和直接优化设计目标,得到了较好的优化结果,验证了方法的有效性。经过2轮优化结果显示混合反设计/优化设计总目标显著下降。所设计翼型吸力面局部压力分布与目标压力分布基本一致,总阻力下降15.5%;吸力面和压力面层流范围均大于55%倍弦长,激波强度显著减弱,说明所设计翼型同时具有优良的超临界和层流特性。将所设计翼型配置到机翼上,通过三维数值模拟进行校验,结果显示所设计跨声速层流机翼升阻比提高了6.64%,在一定升力系数范围内,气动性能均有显著提高,验证了所设计跨声速层流翼型在机翼设计中的适用性。 相似文献
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本文介绍了一套用于亚,跨音速附面层测量的设备,及用该套设备在沈阳空气动力研究所FL-1风洞进行NPU-NLF-NO.2自然层流翼型,CAST7、CAST10超临界翼型附面层测定实验的情况。 相似文献
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弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况下,翼型的失速迎角会比传统定常意义上的失速迎角提前出现,为长期以来数值计算得到的失速迎角与风洞实验、飞行试验结果的不同给出了一种物理解释。 相似文献
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基于特征正交分解的跨声速流场重构和翼型反设计方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
在二维流场的重构问题中应用特征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)数据处理方法。利用CFD技术计算得到的流场快照对气动力模型进行降阶,然后利用基于POD的降阶模型(Reduced Order Model,ROM)对所需的流场参数进行重构,在快照范围内可以得到高精度的结果,且具有一定的外插能力。在翼型反设计问题中该方法仍然是成功的,通过修正快照向量,利用基于POD降阶模型的数据重构方法,由已知的翼型表面压力分布通过反设计就能够高效精确地得到对应的最优翼型形状,这极大地简化了翼型反设计问题。本文分别在跨声速范围对RAE 2822翼型的流场重构和Korn翼型及NACA 63212翼型的反设计进行了验证,证明了基于POD的流场重构和翼型反设计方法的有效性和高效性。 相似文献
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系统地介绍了微型飞行器的定义、类型、任务和国内外发展现状,提出了现在微型飞行器设计的技术难点,即在气动力计算时,经典的空气动力学不再适用以及缺乏小展弦比机翼在低雷诺数下飞行的试验数据,针对这一难点提出了一套系统的设计方案,分为3个部分,分别是气动力建模、多学科优化和仿真与试验。在气动力建模中采用试验与数值计算相结合的设计方法,在基础试验数据的粗略估算后进行CFD计算达到准确设计的效果。在多学科优化中重点对续航能力进行了优化。最后通过比较仿真的结果和原型机飞行试验的数据对设计进行了验证和反馈。此套设计方法适用于大多数微型飞行器的设计。 相似文献
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高速自然层流翼型的设计与风洞实验研究(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
为了发展商务客机用的低阻力翼型,本文在荷兰科技大学TST27风洞开展了高速自然层流翼型的实验研究工作。为了减小测量技术对模型流场的干扰,提高测量精度,分别采用了IR,PIV以及阴影法等非接触测量技术。通过这些非接触测量技术的使用,对翼型的转捩位置、后缘分离以及升阻力等气动特性进行了测量研究。从实验结果可以看出,在小迎角范围内,翼型可以在其表面保持较长的层流段,并且后缘分离涡不会随迎角增大而向前发展,使翼型具有高升力、低阻力的特性。从实验结果和计算结果的差别可以看出,实验数据是可靠的,设计的翼型基本满足了设计要求。 相似文献