仿生正弦前缘对翼面动态失速的影响

动态失速导致叶片气动载荷急剧变化，造成振动载荷激增，桨叶寿命大幅衰减。针对动态失速问题，从座头鲸胸鳍在动态倾转下取得良好的流动特性获得启示，据此模化出仿生正弦前缘翼面（包含3种波峰和2种波长），旨在实现动态失速控制。借助三维非定常数值模拟方法，采用运动网格技术，基于SC1095旋翼翼型，研究了仿生前缘动态失速流动控制机理及运动参数和来流速度的影响。结果表明：正弦前缘大幅度降低俯仰力矩系数峰值和阻力系数峰值；前缘波峰越大、波长越小，阻力系数峰值与俯仰力矩系数峰值的抑制效果越明显，虽然升力系数峰值减小，但其减小量远小于前两者，例如其中一种仿生翼使俯仰力矩系数峰值减小了47.7%，阻力系数峰值减小了36.4%，升力系数峰值减小14.1%；在最大迎角附近，正弦前缘能够缓和失速特性，使载荷变化更为平缓；在高平均迎角、低俯仰频率、低马赫数下，仿生翼动态失速控制效果更强，相比较而言迎角振幅的影响较小。     

前缘锯齿对边界层不稳定噪声的影响

为探索仿生学前缘锯齿结构的降噪规律,试验研究了低雷诺数到中等雷诺数（Re=（2~8）×10⁵）不同攻角状态下9种前缘锯齿结构对叶片层流边界层不稳定噪声的影响。研究表明：前缘锯齿可以减弱甚至完全抑制边界层不稳定噪声,降噪效果对锯齿振幅和锯齿波长均比较敏感,锯齿振幅越大、波长越小,降噪效果越好,降噪量可达30 dB;前缘锯齿结构可以诱导产生流向涡,影响叶片下游边界层流动,破坏声学反馈回路;前缘锯齿对边界层不稳定噪声峰值频率没有影响。     

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

翼型动态失速的变下垂前缘控制数值模拟

用CFD方法对VR-12翼型可压缩动态失速的变下垂前缘控制概念进行了数值模拟研究.模拟结果显示,变下垂前缘控制能在最大升力下降不大的情况下,非常显著地降低最大阻力,减小俯仰力矩负峰值,明显改善动态失速的负面效应.在流动机理上,变下垂前缘控制完全消除了动态失速涡.对参数影响的模拟研究表明,变下垂前缘控制的优势对马赫数、简缩频率或下垂控制方式的变化不敏感,是一种健壮的翼型可压缩动态失速控制手段.      

波浪前缘静子叶片对高速轴流风扇单音噪声的影响

航空发动机压气机噪声与大型风洞压缩机噪声问题日益凸显,相关研究机构迫切需求新的降噪手段以指导大型叶轮机械降噪设计。为了探索波浪前缘静子叶片在大型叶轮机械降噪中的应用前景,采用非定常雷诺平均Navier-Stoke（URANS）方程与FW-H方程混合方法对基准静子叶片和3种波浪前缘静子叶片的降噪效果进行了数值模拟,研究对象静子来流平均马赫数约为0.49,基于静子叶片弦长的雷诺数约为1 040 000。数值预测结果显示：波浪前缘静子叶片可以显著降低高速轴流风扇单音噪声,但会对风扇的气动性能产生少许不利影响;相较于基准静子叶片,3种波浪前缘静子叶片可以在1BPF时降低风扇入口声功率级0.97~1.5 dB,2BPF时降低风扇入口声功率级2.89~4.9 dB,3BPF时降低风扇入口声功率级3.32~4.72 dB;同时,总压比降低0.1%~0.8%,等熵效率降低0.1%~0.3%。进一步研究表明：不同频率下声源振幅和相位关系是风扇单音噪声强度的主要影响因素,总的来说,幅值的增加会降低声源强度,然而通过改变声源相位关系的降噪方式则需要兼顾径向模态与波长两个方面。     

Compressor geometric uncertainty quantification under conditions from near choke to near stall

Geometric and working condition uncertainties are inevitable in a compressor, deviating the compressor performance from the design value. It’s necessary to explore the influence of geometric uncertainty on performance deviation under different working conditions. In this paper, the geometric uncertainty influences at near stall, peak efficiency, and near choke conditions under design speed and low speed are investigated. Firstly, manufacturing geometric uncertainties are analyzed. Next, correlation models between geometry and performance under different working conditions are constructed based on a neural network. Then the Shapley additive explanations (SHAP) method is introduced to explain the output of the neural network. Results show that under real manufacturing uncertainty, the efficiency deviation range is small under the near stall and peak efficiency conditions. However, under the near choke conditions, efficiency is highly sensitive to flow capacity changes caused by geometric uncertainty, leading to a significant increase in the efficiency deviation amplitude, up to a magnitude of ?3.6%. Moreover, the tip leading-edge radius and tip thickness are two main factors affecting efficiency deviation. Therefore, to reduce efficiency uncertainty, a compressor should be avoided working near the choke condition, and the tolerances of the tip leading-edge radius and tip thickness should be strictly controlled.     

直升机动态失速研究

本文简要介绍了旋翼和翼型的动态失速特性、动态失速主动和被动控制、旋翼综合法预测使用的一些动态失速模拟方法.UH-60A直升机飞行试验11029飞行是一个典型的旋翼动态失速实例,表演出旋翼后行桨叶上出现高攻角引起的动态失速,而前行桨叶上则出现因为激波诱导前缘分离引起的动态失速.翼型的动态失速特性方面介绍了典型的动态失速迟滞回线(攻角正弦变化和锯齿变化)、缩减频率和雷诺数对翼型动态失速特性的影响等.动态失速主动控制介绍可动前缘翼型的情况,被动控制则是使用前缘涡发生器的情况.     

NS-DBD激励控制非细长三角翼前缘涡仿真研究

通过在三角翼前缘施加纳秒脉冲介质阻挡放电（NS-DBD）激励唯象学模型,进行了47°后掠角钝前缘三角翼流动控制的仿真。分析了不同迎角下升力和阻力系数的变化、流场结构的变化、以及激励诱导旋涡的演化过程。研究表明:施加无量纲激励频率F+=1.44的NS-DBD激励后,可明显提高三角翼失速前后的升力系数;同时阻力系数也有所增加,变化趋势与实验结果一致。激励在前缘分离剪切层处诱导产生流向涡,改变了前缘剪切层结构,使其向内卷吸;激励后时均流场形成了明显的负压峰值,前缘涡附着线外移,吸力面回流区减小。      

介质阻挡放电等离子体对翼型流动分离控制的实验研究

在低速开口风洞中进行了等离子体激励器对NACA0015翼型流动分离控制的实验研究。采用PIV技术,对翼型绕流流场进行了测量,显示了施加等离子体激励后流场的变化。通过五分量天平对升力和阻力的测量,研究了激励电压和激励频率对翼型流动分离控制的规律。研究表明,低风速下在翼型前缘施加等离子体激励,能够有效地控制翼型流动分离,在来流为20m／s时,最大升力系数增加11％,失速迎角增加6°;在给定的流动状态下,激励电压和激励频率存在一个阈值,不同迎角下该阈值不同,迎角越大,分离越严重,对激励强度的要求也越高。     

基于后缘小翼的旋翼翼型动态失速控制分析

针对后缘小翼(TEF)的典型运动参数对旋翼翼型动态失速特性的控制进行了研究。发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度CFD方法。通过求解Poisson方程生成围绕旋翼翼型的黏性贴体和正交网格,为保证后缘小翼附近的网格生成质量,建立了基于翼型点重构的方法来描述后缘小翼的偏转运动;为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程、双时间法、Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型和Roe-Monotone Upwind-centered Scheme for Conservation Laws(Roe-MUSCL)插值格式,发展了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)隐式时间推进方法及并行技术提高计算效率。以有试验结果验证的HH-02翼型和SC1095翼型为算例,精确捕捉了动态失速状态下的气动力迟滞效应,验证了本文方法的有效性。着重针对SC1095旋翼翼型的动态失速状态开展后缘小翼的控制分析,提出了可以体现翼型升力、阻力及力矩综合特性的关系式Po和Pc,揭示了后缘小翼振荡频率、相位差和偏转幅值对动态失速特性影响的规律。研究结果表明:当后缘小翼偏转的相对运动频率为1.0,且小翼运动规律与翼型振荡规律之间的相位差为0°时,后缘小翼能够更好地抑制翼型动态失速现象;在此状态下,当偏转幅值为10°时,SC1095翼型最大阻力系数和最大力矩系数可以分别降低19%和27%。     

Aerodynamic characteristics of morphing wing with flexible leading-edge

The morphing wing can improve the flight performance during different phases. However, research has been subject to limitations in aerodynamic characteristics of the morphing wing with a flexible leading-edge. The computational fluid dynamic method and dynamic mesh were used to simulate the continuous morphing of the flexible leading-edge. After comparing the steady aerodynamic characteristics of morphing and conventional wings, this study examined the unsteady aerodynamic characteristics of morphing wings with upward and downward deflections of the leading-edge at different frequencies. The numerical results show that for the steady aerodynamic, the leading-edge deflection mainly affects the stall characteristic. The downward deflection of the leading-edge increases the stall angle of attack and nose-down pitching moment. The results are opposite for the upward deflection. For the unsteady aerodynamic, at a small angle of attack, the transient lift coefficient of the upward deflection, growing with the increase of deflection frequency, is larger than that of the static case. The transient lift coefficient of the downward deflection, decreasing with the increase of deflection frequency, is smaller than that of the static case. However, at a large angle of attack, an opposite effect of deflection frequency on the transient lift coefficient was demonstrated. The transient lift coefficient is larger than that of the static case when the leading edge is in the nose-up stage, and lower than that of the static one in the nose-down stage.     

独立桨距控制对直升机飞行性能的影响

为研究旋翼独立桨距控制对直升机飞行性能的影响,在已验证的直升机性能分析模型基础上,以UH-60A直升机为样例,通过输入不同阶次、幅值和相位角的独立桨距,分析直升机的需用功率和升阻比变化,在此基础上给出了旋翼桨盘内迎角和阻力系数的分布,探讨了独立桨距控制提升直升机性能的机理。分析结果表明：高速时,2阶和3阶的独立桨距控制可降低旋翼需用功率、提高直升机的升阻比,但提升效果有限,直升机起飞重量较大时,效果更明显;2阶耦合3阶的独立桨距控制对旋翼性能的提升效果比单独的2阶或3阶桨距输入更好,样例直升机的需用功率最多降低了4.5%,4阶的独立桨距输入则不利于提升旋翼性能;输入独立桨距后,旋翼桨盘迎角分布改善,后行侧迎角减小,有利于推迟失速,桨盘的后行侧的阻力系数减小,可有效降低旋翼的需用功率,提升直升机飞行性能。     

激振控制分离流动的初步研究

 采用流场显示与测力相结合的方法研究平片激振控制二维锐缘分离流动问题。结果表明:若模型原始流态是闭式分离泡状态,适当频率的激振可使分离泡减小,升力和阻力也相应地减小。达时激振减阻的最佳Strouhal数(St_(x_(ro))=(fx_(ro)/U_∞)范围为3～5。若模型原始流态是完全分离流动,适当频率的激振状态与未激振状态相比,模型升力明显增加;相应地,流态从完全分离流动转变成闭式分离泡。激振增升的最佳Strouhal数(St_c=fc/U_∞)范围为0.7～2.5。     

Multi-scale nature of non-blade-order propagating flow disturbances in axial compressors

Non-blade-order flow disturbances, also referred to as pre-stall disturbances or tip flow unsteadiness, are closely related with compressor instabilities. The present work provides a comprehensive investigation on multi-scale nature of non-blade-order disturbances and the underlying flow physics in axial compressors. By applying full-annulus Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS) simulations, along with space–time correlation and spatial Fourier decomposition, to the disturbed pressure, the propagating feature of the non-blade-order disturbances is obtained. Further, a bridge between non-blade-order disturbances and the evolution of unsteady vortex has been set up. The results show that non-blade-order disturbances, featured as short-length-scale (35 modes across annulus), first appear as the occurrence of tip leakage vortex fluctuation, while the compressor still operates far from stall. Leading-edge radial vortex appears at near stall condition, and its movement induces a circumferential propagating disturbance overlaying on the one induced by oscillating tip leakage vortex. The interaction of the short-scale disturbances with a low-amplitude long-scale (of circumference) disturbance is observed, which results in disturbances with multiple scales of consecutive spatial modes, along with multiple frequency peaks in spectra. The compressor falls into stall as the circumferential nonuniform scattering of the leading-edge vortexes occurs. The densely- and sparsely-scattered leading-edge radial vortexes induce a high-amplitude long-scale (of circumference) disturbance, i.e. stall disturbance.     

现代超临界翼型设计及其风洞试验

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。     

旋翼翼型动态失速模型参数识别及应用

为了拓展Leishman-Beddoes(L-B)动态失速模型的应用范围,以适应特定翼型的动态失速分析,在详细分析L-B动态失速模型特点的基础上,提出一种模型参数的识别方法。以SC-1095翼型为例,采用其静态升阻特性数据,对L-B动态失速模型中的参数进行了识别,并据此对该翼型的动态失速升阻特性进行了数值计算,计算结果与试验值吻合良好。     

可变正弦前缘对直机翼气动性能影响的研究

通过风洞测力实验,研究了可变正弦前缘对直机翼气动性能的影响。可变正弦前缘为平板式,安装于NACA0015直机翼的前驻点处,并能自由伸展与缩回。风洞实验结果表明：加装可变正弦前缘后,直机翼呈现出缓失速特性,失速后的升力系数均有不同程度的提高,大迎角下的气动性能得到改善。可变正弦前缘伸展长度对气动性能的影响研究表明,其伸展长度是影响机翼气动性能的重要参数,只有伸展长度较小时,才能获得较好的气动性能。     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。     

齐莫曼翼与反齐莫曼翼空间流场测量对比分析

在低速风洞内,分别对齐莫曼翼和反齐莫曼翼的气动特性进行了测量,并应用PIV测试技术测量了两种微型飞行器机翼的空间流场,给出了空间流场的速度矢量图、涡量图和流线图。通过对比分析给出了两种机翼气动特性产生差别的主要流动机理。     

基于联合射流的翼型动态失速流动控制研究

动态失速控制对于提高翼型气动特性具有重要意义。采用联合射流方法对翼型俯仰动态失速控制进行数值模拟,完成两方面的研究:一是射流关闭时射流通道对动态失速特性的影响,二是射流开启时不同射流动量系数对动态失速控制的影响和分析。结果表明:射流关闭时,射流通道的存在对翼型上仰过程中附着流阶段的气动特性产生不利影响,使得升力系数明显下降,但是对翼型下俯过程中失速分离流阶段的气动特性影响不明显;射流开启后,动态失速特性得到极大改善,迟滞环面积显著减小,升力增加,阻力减小,且阻力和力矩的峰值显著减小,原基准翼型力矩曲线的负阻尼区域消失。