基于“吸力相似”大攻角小展弦比锐缘翼的超音速非线性气动力

本文基于“吸力相似”概念把涡升和涡升中心的计算公式推广到了超音速前缘情况。本文求得的翼顶马赫线交于翼尖的截尖三角翼侧缘涡升和涡升中心公式是两个较为普遍的式子。特殊情况下,它可以得到亚音速前缘和翼顶马赫线交于尾缘的侧缘涡升和涡升中心的计算公式,也可以得到超音速矩形翼的侧缘涡升和涡升中心的计算公式。本文导得的亚音速前缘的涡升和涡升中心公式校核和补充了[2]、[3]的结果。算例计算结果与实验结果[8、10、11]符合较好。     

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响,基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局,在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下,通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08,在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明,在相同迎角条件下,翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响,翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局,且在前缘涡破裂之前,翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓,升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时,前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关,当前缘涡穿过激波时,涡强和涡核轴向速度迅速降低,当涡核轴向速度降为0时,前缘涡破裂。     

边条机翼流态和气动力特性实验研究

本文论述了用油流、测压和测力等实验方法研究得出的边条机翼在低速、跨、超音速情况下的绕流情况和气动力特性;分析了低速时绕边条机翼的附体流、前缘分离和附体流并存、前缘涡和气泡涡并存、旋涡破裂等四种主要流态,在跨、超音速时出现的前缘分离和前缘附着两种主要流动类型,以及它们与气动力特性的关系。文中,结合测压和测力等实验结果,分析了边条机翼气动特性随M数和迎角的变化情况,说明了在中等后掠翼上加边条对于改善大迎角下机翼升阻力特性的作用,并对边条引起的俯仰力矩非线性变化现象,提出了可能的改进方法。     

基于A320飞机横航向控制律架构的LQ设计

前缘缝翼、襟翼活动面及其支承结构的疲劳试验是民用飞机取证前要开展的一项重要工作。在试验中采用主动驱动和随动加载方法加载,不仅能缩小试验规模,同时可提高试验精度。国内某型机采用此技术成功进行了前缘缝翼、襟翼及其悬挂结构的疲劳试验。从试验件及其支承设计、系统构成和载荷与运行三方面,介绍了一种适用于大中型固定翼飞机前缘缝翼和襟翼的疲劳试验技术。     

一种主动驱动随动加载的前缘缝翼和襟翼疲劳试验技术

前缘缝翼、襟翼活动面及其支承结构的疲劳试验是民用飞机取证前要开展的一项重要工作。在试验中采用主动驱动和随动加载方法加载,不仅能缩小试验规模,同时可提高试验精度。国内某型机采用此技术成功进行了前缘缝翼、襟翼及其悬挂结构的疲劳试验。从试验件及其支承设计、系统构成和载荷与运行三方面,介绍了一种适用于大中型固定翼飞机前缘缝翼和襟翼的疲劳试验技术。     

任意滚动角极小展弦比组合体的气动力计算方法

本文分析了在任意滚动角下,极小展弦比翼身组合体的绕流模型,揭示了原有的气动力计算方法的缺陷,即,只考虑翼片之间的附着流干扰;提出新的翼片之间的干扰模型,除了考虑附着流干扰外,更要考虑侧缘分离涡对翼片的干扰,并引进涡干扰因子,于是,基于不可压的绕流理论,应用非线性面元法,计算该因子,与实验比较表明,本文方法不仅适用于小迎角的亚、跨、超音速流动,也适用于中等迎角的流动。     

模拟细长翼分离涡的多涡线法改进

 针对多涡线模型计算细长翼前缘分离涡时的不足,提出了改进措施。计算中使散乱的自由涡线合并成涡核,自由涡线、输送涡线和涡核满足不受力条件;物面上满足不穿透条件及边缘Kutta条件。选择初值迭代求解自由涡线、涡核的强度和位置。计算结果表明,本文方法收敛性好,计算时间短,能较准确地算出细长翼气动力和表面压力分布,对平面形状复杂的细长翼也能给出满意的结果。     

超音速有攻角钝前缘薄翼气动加热计算

本文基于小横流假设和长柱体计算关系,提出了一种有攻角薄翼的气动加热计算方法。它适用于超音速和低的高超音速范围,并可用于中等攻角和侧滑角。这种方法不需要计算出无粘流线的细节,并适用于不同外形的后掠翼。文中给出了理论计算与实验结果的比较。     

超音速公务机声爆计算与布局讨论

超音速公务机是航空工业的重要发展方向之一,低声爆设计技术是超音速公务机的关键技术,但国内在该领域几乎没有任何研究基础,无法为超音速公务机提供足够的设计支持。为此,介绍了两种计算声爆的方法：一是从超音速流动的线化方程出发,推导体积和升力产生声爆强度的估算方法,该方法适用于飞机概念设计阶段;二是从非线性声学传播方程出发,使用CFD近场结果作为输入,编程计算声爆强度,该方法适用于飞机初步/详细设计阶段。在此基础上,对影响声爆强度的参数进行初步分析,结果表明：飞机重量和飞行高度对声爆强度影响很大,展弦比、翼载等参数对声爆强度的影响较小;＂细长机身＋鸭式布局＋大后掠三角翼＂布局比较有利于减小声爆强度。     

攻角直到30°的超音速翼身组合体法向力和俯仰力矩的计算

本文基于“冲击流比拟”和“吸力比拟”提出了一种计算超音速翼身组合体的非线性法向力和俯仰力矩的方法。大量的计算与实验结果比较表明,法向力偏差约为±5％,压力中心偏差约为±1％弹长。本方法使用简便,可适用于α_∞≤30°的锐缘小展弦比、极小展弦比无滚转的十字形翼身组合体。     

多段翼混合边界层改变对流场的影响研究

前缘缝翼尾流与主翼边界层混合的改变对主翼气动力具有重要影响.利用数值模拟手段,通过在前缘缝翼尾缘添加一定动量系数的喷流,改变前缘缝翼尾缘的尾流,进而改变尾流与主翼边界层的混合状况.求解二维多段翼模型30P30N在各个不同喷流条件下的二维非定常流场,结果表明:提高前缘缝翼尾缘喷流的动量系数,将使前缘缝翼尾流和主翼边界层混合开始点后移,提高主翼上表面负压峰值和主翼升力;混合开始点对主翼的负压峰值及升力均有一定的影响;增大来流攻角会抑制前缘缝翼尾流和主翼边界层的混合.     

脉冲风洞中用油滴表面流动显示技术研究激波—边界层干扰流动

本文介绍一种适用于脉冲风洞中显示复杂流动的表面油滴技术及其实验结果。在实验时间为２０至５００ｍｓ的风洞中表面油滴技术能清晰地显示尖前缘翼诱导激波－边界层干扰流表面流谱的详细特征，其特征位置与用铂薄膜电阻温度计和液晶热图测量结果吻合。油流图像表明尖翼高超声速干扰流具有相似于超声速干扰流的锥形特性，大翼偏转角时，存在二次分离再附现象。实验结果证实了尖翼上游干扰角的高超声速相似特性。     

大型客机机翼前缘缝翼气动及其机构一体化设计

前缘缝翼系统设计是一个涉及多目标、多学科综合的问题。针对这一复杂问题,首先解决了前缘缝翼支撑与驱动机构设计的诸多难点,然后利用CATIA二次开发技术,建立了一套气动和机构一体化设计平台,将前缘缝翼气动设计和机构设计有机地结合起来。大型客机前缘缝翼气动机构一体化设计子平台的功能是向用户提供前缘缝翼以及支撑与驱动机构设计参数的输入;然后驱动CATIA自动生成前缘缝翼起飞着陆状态的气动外形;在此基础上自动生成支撑与驱动机构零件,装配并仿真;最后通过高效的气动评估方法来评估前缘缝翼在机构引导下得到的起飞着陆性能是否满足总体设计要求。     

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置，大迎角飞行时，前缘缝翼上表面可能出现流动分离，造成缝翼尾迹流区迅速增厚，加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用，导致各翼段环量减小、升力下降，最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题，本文基于有限体积RANS方法，研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现：前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生，抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混，减缓对襟翼流动的不利影响，显著改善增升装置失速特性；开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显，应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案，以便获取更好的气动性能收益。     

翼身融合布局低速验证机前缘缝翼设计

翼身融合布局是未来民机最有可能实现的非常规布局形式,其气动布局方案的验证通常采用缩比模型飞行试验的方式进行。以某翼身融合布局低速验证机为研究对象,以数值计算方法为基础,分析了其在飞行试验中存在的纵向和横向不稳定现象,提出了改善的方案——增加前缘缝翼。对此验证机进行前缘缝翼的气动布局设计、典型翼型的二维前缘缝翼设计和机翼三维前缘缝翼的气动设计,利用数值计算方法对设计结果进行纵向和横向分析。结果显示,所设计的前缘缝翼可以明显地增大验证机的失速迎角,改善其纵向力矩特性和横向特性。     

前缘后掠式栅格翼升阻特性研究

栅格翼阻力大的缺点一直是需要解决的问题,前期研究显示,栅格翼翼面后掠能有效减小超声速阶段的波阻。本文采用数值计算的方法,对栅格翼前缘不同后掠方式、后掠角度及前缘后掠贴体型栅格翼进行了分析研究,数值结果显示栅格翼前缘后掠能有效减小波阻,其中栅格格间交接点为尖点的后掠方式减阻效果更好;栅格翼前缘后掠角度对其升力特性的影响较大,主要体现于对栅格内部气流壅塞现象的改善方面;和背风面为平面的栅格翼相比较,前缘后掠贴体型栅格翼的升阻特性表现更优。     

前缘缝翼尾缘喷流对多段翼流场的影响研究

为了研究前缘缝翼尾缘剪切层对多段翼气动性能的影响,通过在前缘缝翼尾缘添加喷流的方式来改变缝翼尾缘处的剪切层。选取不同的喷流流量和流速等参数,利用CFD手段研究了喷流对缝道的速度分布以及多段翼各个翼面气动力的影响。多段翼二维非定常流场由有限体积法求解的二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程得到。分析结果得到:前缘缝翼尾缘添加喷流后对多段翼各个翼面压力分布和最大升力系数均有较大影响,其中,主翼最大升力系数、总的最大升力系数、前缘缝翼和后缘襟翼升力系数随着喷流动量系数增加而增加。     

高超声速稀薄流单层翼伞气动性能及再入轨迹分析

针对航天器返回过程中严重的气动加热和过载问题,提出了一种适用于整个返回过程的单层翼伞技术,从而实现温和的再入过程。采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对单层翼伞周围流场进行三维定常模拟,讨论了其作为低翼载荷升力体气动减速器,在再入初始阶段高超声速稀薄流条件下的基本气动性能和再入轨迹。研究结果表明:随着前缘后掠角的增大,翼伞气动性能明显下降,但抗失速能力有所提高;升阻比随着马赫数和飞行高度的增加而下降,较之马赫数,升阻比对飞行高度更为敏感;飞行动压和峰值热流随着翼载荷的增大而增加,而过载随着翼载荷的增大而减小。     

双后掠飞翼布局参数对气动力的影响分析

以国外双后掠飞翼布局为例,选取展弦比、前缘拐折展向站位、内翼前缘后掠角和外翼前缘后掠角作为研究参数,分析了单参数和组合参数变化对气动力的影响。结果表明:各参数对气动力的影响呈非线性变化;前缘拐折展向站位、内翼前缘后掠角和展弦比对升力系数和升阻比的影响相对较大;要提高升力系数和升阻比,需减小前缘拐折展向站位和内翼前缘后掠角,增大展弦比,并注意各参数之间的耦合作用。     

前缘切口对翼伞气动性能的影响

对带不同前缘切口和弧面下反角以Clark-Y翼型为基础翼型的翼伞分别进行了二维和三维的数值模拟,详细分析了前缘切口和弧面下反角对翼伞气动性能的影响.结果表明:前缘切口在增强翼伞的滑翔性能的同时,导致升力系数减小,阻力系数增加,且切口越大,升力系数损失越严重;前缘切口的"唇部"可有效降低翼伞型阻;弧面下反角越大,翼伞升力损失越大;所推导的修正LLT(lift line theory)模型,在中小迎角范围内,具有很高的精度.