二维地效翼波浪面失速特性研究

为了研究地效翼在波浪面下的失速特性,采用FLUENT商业软件求解非定常不可压N-S方程和k-ω/SST湍流模型,对二维NACA0012翼型在波浪地面下的流动进行了数值模拟分析。通过与平地面下地效翼失速特性进行对比分析,揭示了机翼在不同波浪地面下的失速特性。研究结果为地效飞行器的设计和优化提供了理论依据。     

螺旋桨滑流与机翼之间气动干扰影响研究

基于多参考系方法,利用RANS方程对某型螺旋桨飞机的全机有滑流和无滑流空间流场进行了数值模拟,分析了滑流在机翼干扰作用下的发展趋势,机翼气动特性在滑流作用下的改变,滑流对飞机失速特性的影响。研究结果表明,螺旋桨旋转卷起的涡流经机翼时被切割成上下两部分,形成了绕机翼的横向二次流,机翼的存在改变了滑流的涡量分布和涡的结构。在弦向,滑流影响最严重的部位是机翼前缘,滑流旋转效应改变了机翼绕流的当地迎角,加速效应增加了桨后气流的速度,这是引起机翼气动特性改变的主要原因。虽然滑流的诱导作用使机翼外段提前发生了分离,但是其推迟了机翼根部分离现象的发生,改善了飞机的失速特性。     

流动偏转器对机翼失速特性的控制

介绍了一种控制机翼失速特性的新技术--流动偏转器.通过对二维翼型的数值模拟,研究了流动偏转器高度对控制效果的影响.采用PIV测量作为流动显示手段,验证了较低雷诺数(Re=6.32×10<'5>)时流动偏转器对机翼流动分离的控制效果.基于数值模拟结果和止交设计方法,对流动偏转器在更高雷诺数(Re=1.76×10<'6>)下进行了风洞测力实验研究.研究结果表明,流动偏转器可以有效控制机翼失速特性,能够抑制机翼大攻角下的流动分离,推迟失速攻角和增加升力.对测力实验结果的止交分析还给出了以16°到30°攻角范围内平均气动力最佳为目标的最优水平组合.     

气动悬浮列车单向翼翼型优化与地面效应分析

高速气动悬浮列车(Aero-train)是一种利用机翼地面效应原理的创新型高效高速低能耗高速列车。本文以LA203A为基础翼型,利用遗传算法与数值模拟的方法对基础翼型进行气动优化设计。通过对优化翼型的地面效应模拟分析,得出优化后的翼型其气动特性有明显改善,并由此得出气动悬浮列车单向翼离地间隙、迎角与阻力、升力、升阻比之间的关系。利用CFD技术对安装有基础机翼和优化后机翼的气动悬浮列车初始研究模型(AERO-1)整车气动特性进行数值模拟以及分析前后端机翼的流场特性,并利用风洞实验方法对装有优化机翼的气动悬浮列车初始研究模型(AERO-1)气动特性进行研究。利用遗传算法优化后机翼翼型升阻比特性较基础翼型最高提升26%,具备优化机翼的气动悬浮列车(AERO-1)在地面效应下的气动特性优于原始模型。本文研究为机翼地面效应分析以及气动悬浮列车研究提供理论依据。     

小展弦比扭转机翼三维流场的数值模拟

以高速战斗机的气动特性分析为研究背景,对小展弦比带扭转机翼的亚跨超声速气动特性进行了数值分析,首先对机翼关键数据进行参数化,选取几何扭转角作为设计变量对机翼进行建模,然后利用数值模拟方法,对参数化建模后的机翼在不同扭转角下的气动力和流场结构进行了计算与分析,揭示了机翼不同扭转角对失速特性,机翼展向不同截面的压力系数分布的影响,同时,对最佳扭转角的机翼在不同马赫数下的三维流场进行了数值模拟,验证了小展弦比机翼在亚跨声速下的优越性能。     

翼型前缘变形对动态失速效应影响的数值计算

翼型或机翼的动态失速效应所引起的低头力矩和正气动阻尼限制了飞行器气动性能的提高,甚至可能诱导发生不稳定运动。应用于小尺寸机翼的前缘动态变形（DDLE）技术,通过实时改变前缘形状,能够改善翼型前缘区域的速度梯度,进而抑制动态失速效应。采用转捩剪切应力输运（SST）黏性模型结合分区混合动态网格技术,研究了这种前缘变形对机翼俯仰运动所引起的非定常流动的影响,得到通过小幅度前缘变形抑制和延迟动态失速的方法,从而提高翼型的气动性能。翼型NAC A0012的数值模拟结果与动态失速风洞试验结果比较表明：所使用的数值计算方法能够较为准确地模拟翼型在动态失速过程中升力系数与俯仰力矩系数的变化情况,可用于研究前缘变形对翼型俯仰运动所引起的非定常流动的影响。前缘动态变形翼型俯仰运动过程的非定常流场的数值模拟表明：在大迎角下不同幅度的前缘下垂运动能够抑制流动分离的发生,从而抑制动态失速,但在大迎角下小幅度高频率的前缘下垂变形能更高效地抑制动态失速;前缘变形幅度以及变形沿中弧线的分布对升力系数和俯仰力矩系数的影响并不明显。     

三维多段机翼地面效应数值模拟

 通过数值模拟方法研究多段机翼的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,利用运动壁面边界模拟地面的相对运动。计算结果分析表明:随着飞行高度的降低,多段机翼的升力、阻力和低头力矩均减小;迎角、展弦比越大,地面效应越明显,升力损失越大;升力的减小主要是由于地面效应导致机翼下方静压增大的气流通过缝隙进入机翼上表面流场,使得机翼下翼面压力的增加量小于上翼面吸力的减小量;地面效应使机翼上翼面翼尖容易发生分离;翼尖涡沿着展向方向向外移动,机翼诱导阻力减小。该文研究结果可以为大型飞机的增升装置地面效应设计提供参考依据。     

小型通勤类飞机失速特性的自由飞验证试验研究

在对某小型通勤类公务机进行风洞实验预测时,发现飞机失速后其滚转特性会发生急剧变化。在分析该型飞机风洞实验结果的基础上,采用机翼加装失速条的失速特性方法,通过缩比模型自由飞试验进行飞行验证,分析在巡航构型和着陆构型状态下原始机翼和机翼加装失速条后的试飞结果。结果表明:缩比模型自由飞试验能够验证机翼风洞试验的预测结果,加装失速条的失速特性改进方法可以改善飞机失速特性。     

振荡翼型非定常流动数值模拟研究

进一步完善了非定常雷诺平均N-S方程求解程序.并借助运动网格生成方法,对周期性俯仰运动下NACA0012翼型的非失速绕流和动态失速问题进行了数值模拟研究,分析了振荡翼型的迟滞效应以及俯仰运动各个参数对迟滞效应的影响.数值模拟结果与实验结果对比表明,本文发展的数值模拟方法在模拟非失速绕流时是可靠的;结果还表明,随着振幅、折合频率的增加迟滞效应增强,平均攻角对迟滞效应无影响;保持无量纲参数--振幅和折合频率的乘积--恒定时,迟滞效应相同.在模拟动态失速问题时.本文方法在深度失速下结果与实验符合较好,而在轻度失速下符合较差.经分析表明这是不同条件下非定常流动对湍流模型和转捩的敏感程度不同所致.     

层流机翼飞行验证平台雷诺数效应分析及修正

在飞机设计阶段,获得真实准确的气动特性数据对设计方案的改进和定型都十分重要。然而,当前在设计初期所采用的缩比模型风洞试验存在一定的局限性,预测的气动数据也难以同真实飞行情况下完全一致,雷诺数效应便是导致这种差异的最主要原因之一。采用CFD数值模拟方法针对特殊布局形式的层流机翼飞行验证平台低速起降和高速巡航构型分别在试验和飞行雷诺数下进行数值模拟分析。通过计算所得全机气动力系数与风洞试验数据的对比分析,验证了本文数值模拟结果的可靠性和准确性,同时也佐证了风洞试验数据的有效性。通过计算所得高、低速力系数,流场结果和高速层流区长度的对比,分析总结得到雷诺数效应对验证平台高低速气动特性、低速失速分离特性以及高速层流转捩特性的具体影响规律,并据此对低速和高速试验数据进行修正,为后期飞行试验的设计提供数据支撑。