高超声速可变形双翼气动特性

为研究高超声速可变形双翼在不同迎角和不同马赫数条件下的气动特性,并针对在给定的迎角和马赫数条件下可变形双翼的舵面偏转角选取困难的问题,通过结合二分法、遗传算法和高斯牛顿算法对处于不同迎角和不同马赫数条件下的可变形双翼的舵面偏转角进行了选取确定,分析了可变形双翼的气动特性和舵面偏转角对其气动特性产生影响的机理。研究表明:当来流马赫数为5,迎角从1°~8°变化时,可变形双翼的升阻比明显大于Busemann双翼的升阻比,最大可达4.2倍;当迎角为3°,来流马赫数从0.5~5变化时,可变形双翼的升阻比最大可达Busemann双翼升阻比的3.4倍。结果表明可变形双翼在大迎角和大速度范围内均能保持高升阻比,在高超声速飞行中将具有更好的应用价值和前景。     

一种前后缘连续变弯度翼型气动特性分析

提出了一种基于厚度不变的翼型前后缘连续偏转变形规律,并以NACA0015翼型为例,实现了翼型变弯度的参数化。以柔性伸缩蒙皮支撑结构和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,验证了变形规律。以前后缘偏转角度为参数,计算并分析了各个变形状态下翼型扰流流场和气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理。研究结果表明:在大迎角下,前缘偏转角对翼型失速有一定的抑制作用;在中小迎角范围内,翼型升阻比随着后缘偏转角的增大而增大,且不论迎角如何变化,总可以通过前后缘偏转来获得较高的升阻比。     

自适应翼型的气动外形优化设计

 二维翼型自适应的研究是设计自适应机翼的基础。提出了在不同 Ma数、迎角下,用 Powell法优化二维翼型前、后缘襟翼的偏转角,以获得比常规翼型在亚声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的自适应翼型的研究方案。并与原始翼型以及气动双目标 (亚声速时,大升阻比;超声速时,小阻力系数 )的优化翼型进行了比较,证明了自适应翼型比气动双目标的优化翼型气动效率更高。初步探讨了二维翼型前、后缘襟翼的偏转位置对气动效率的影响。     

双翼布局微型飞行器气动特性试验研究

通过低速风洞试验研究了使用双翼布局改善固定翼微型飞行器（MAV）气动性能的问题。首先比较不同平面形状单翼（齐莫曼翼和反齐莫曼翼）与双翼布局的气动特性。在此基础上为了优化低雷诺数范围内的双翼布局,研究不同几何参数对气动特性的影响,包括双翼不同的翼间距和交错位置以及不同的上下翼平面形状,并分析了造成这种气动性能差异可能存在的流场相互作用机理。研究表明,双翼布局能够改善单翼微型飞行器的气动性能,双翼之间的相对几何位置对其气动特性影响很大。通过不同平面形状上翼与下翼组合的比较发现,就最大升力和升阻比而言,上翼为齐莫曼翼、下翼为反齐莫曼翼且上翼位于下翼上游的布局较优。     

串列翼飞行器机翼耦合特性研究

串列翼飞行器由于其前后翼以及机身之间的相互干扰,气动特性复杂且难以预测。针对一款串列翼飞行器,以前后翼之间的垂直距离为变量,设计了五种气动布局,并使用CFD方法进行了数值模拟计算。通过对五种布局升阻特性与俯仰特性的比较及分析,发现前后翼垂直方向距离会显著影响整机升阻比、俯仰稳定性、气动中心位置以及压力中心位置。两翼间垂直方向上的距离越大,飞行器升阻比越高,且气动中心更加靠后。而在两翼间距离相同的情况下,前翼在下的布局拥有更高的升阻比,而前翼在上的布局拥有更好的俯仰静稳定性。     

弹性变形对前掠翼气动特性的影响分析

针对弹性变形对前掠翼气动特性的影响,基于改进的CFD/CSD松耦合静气动弹性数值计算方法,在高亚声速条件下,对前掠角χ=10°,20°,30°的前掠翼纵向气动特性和副翼操纵效率进行了计算和分析。结果表明,迎角较小时,弹性翼的升力、升阻比和俯仰力矩较刚性翼大,大迎角时恰恰相反;随着前掠角的增加,机翼的弯扭变形和气动参数变化的程度愈加剧烈;在最大升阻比、迎角α=4°、副翼偏转角δ=20°时,弹性翼的副翼操纵效率略大于刚性翼。该研究可为前掠翼布局的设计提供借鉴。     

复合无人飞行器气动特性研究

基于对复合无人飞行器三维流场数值模拟计算,比较分析了串列翼布局方案和单机翼布局方案复合无人飞行器在巡航状态下的气动性能优劣.分析了串列翼系统中前后翼气动特性上的差别,前翼的气动效率要高于后翼,前翼要先于后翼失速.研究了前后翼垂直相对距离对串列翼气动性能的影响.计算了不同迎角下全机的气动力系数,通过分析机身和机翼对全机气动力贡献情况,建议对于复合无人飞行器气动设计,机翼设计以获得较大的升力系数为目标,机身设计以获得最小的阻力系数为目标.     

倾转四旋翼机前后翼气动干扰特性仿真研究

基于雷诺平均Navier-Stokes方程,对倾转四旋翼机前后翼气动干扰特性进行了数值分析研究。采用反距离加权插值法实现不同气动构型下网格的自动更新,选取的水平无量纲距离(与翼型弦长的比值)分别为1.5、2.0和3.0,垂直无量纲距离分别为0、1.0和-1.0,系统分析了水平和垂直距离对串列翼整体和前翼、后翼及其平均气动力的影响规律。计算分析结果表明：前翼对后翼存在下洗效应,前翼先于后翼失速;水平位置主要影响串列翼大迎角下的升力系数,并且随着水平距离的减小,前后翼气动干扰逐渐增强;前翼在上后翼在下的串列翼布局具有更好的气动性能。与单翼相比较,虽然升力增大,阻力同样增大,但串列翼最大升阻比较小。     

连接翼布局气动特性研究

在一个小型低速风洞中进行了五种不同布局形式的连接翼方案实验研究。利用油流法研究了三种连接翼的流谱,初步分析了具有连接翼飞机的气流流动机理。为比较,同时对三角翼常规布局方案进行了实验,所有方案使用相类似的隐身布局机身。实验结果表明,连接翼布局有其特有的流型:翼面分前翼、后翼及外翼三部分,其流型受前翼涡、后翼涡、翼端涡、机身边条涡以及它们互相缠绕形成的新涡的控制。这些涡的产生、发展、离体和破裂的情况不同,形成不同方案气动特性的差别。连接翼布局气动特性优于常规翼布局,特别是最大升阻比可达12以上,失速迎角超过30°。通过前后翼后缘操纵面的有利组合,可以达到提高升阻比,满足纵、横向稳定性和操纵性要求的目的。结果显示,具有扁平机身的连接翼方案是一个有潜力的无人机布局形式。     

低雷诺数下小型无人机翼型气动特性分析

以小型无人机翼型研究为背景,利用基于线性稳定性理论的eN方法对对小型无人机常用的翼型CLARKY在雷诺数Re=1.0×10~5、5×10~5、1.0×10~6,迎角由-5°~20°时的气动性能进行了计算和对比分析。随着雷诺数的增大,翼型上表面的转捩位置不断向前缘移动,气流分离则由完全分离逐渐转变为层流分离泡结构,使得翼型的最大升力系数和临界迎角增大,阻力减小,最大升阻比显著增大,有利迎角逐渐减小,翼型CLARKY的气动特性逐渐得到改善。     

表面凹凸充气机翼的气动特性研究

充气机翼在变体飞机和飞艇中具有潜在的应用前景。充气机翼的结构特征与传统硬质机翼显著不同,其外形与传统机翼相比最大的差异在于表面的片条状鼓包,这种外形带来的气动特性、气弹行为等越来越受到人们的关注。以NACA0015翼型为原形,设计制作充气机翼模型,并利用CFX对传统光滑的NACA0015翼型和凹凸表面的0015F2翼型进行定常和非定常气动行为分析。结果表明:充气机翼的凹凸表面外形增加翼型的失速攻角,但其升力线斜率及升阻比都较光滑翼型要小;0015F2翼型的速度梯度过度区大于NACA0015翼型;0015F2翼型在每一个凹槽区生成驻涡,驻涡的存在使得充气机翼的附面层呈现紊流附面层的特性,驻涡的外移改变了机翼后缘的尾涡形成,推迟了分离,使得失速攻角增大。     

褶皱位置对蜻蜓滑翔翼气动性能的影响

改变昆虫翅膀的褶皱结构可以优化翼型的气动性能,有利于微型飞行器的气动设计。以蜻蜓翼作为参考,采用计算流体力学（CFD）的方法计算了攻角范围为0°~20°,雷诺数范围为700~2300时褶皱位于前缘、尾缘和中部位置时三种翼型的滑翔气动性能。结果表明:在不同攻角和雷诺数下,褶皱位于尾缘的翼型具有最大的升力系数和升阻比,滑翔气动性能最优;当雷诺数为1500,攻角为10°时,褶皱位于尾缘的翼型时均升力系数分别比位于前缘和中部的翼型提高了58%和82%,升阻比分别提高了49%和33%;这是由于尾缘褶皱中的涡起到了延缓前缘涡脱落的作用,使前缘涡更为集中,更贴近壁面。      

高超声速飞行器宽速域翼型/机翼设计与分析

对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚跨超声速特性。首先,采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究,设计出了一种下表面具有双"S"形特征的新翼型。综合性能评估结果表明,该翼型相比于常规的高超声速翼型,在跨声速和高超声速下具有更加优良的气动特性;其跨声速状态下的升阻比达到78.9,高超声速状态下的升阻比达到5.94,能够实现宽速域内良好的综合气动性能。其次,开展了仿德国"桑格尔号"（SANGER）空天飞机运载机机翼的气动特性研究,对配置宽速域翼型与常规高超声速翼型的机翼进行了气动力特性综合对比分析。结果表明,配置新翼型的机翼在宽速域范围内整体气动性能更优,说明所设计的宽速域翼型在三维机翼上也具有一定的实用价值。     

地面效应下前/后掠翼气动特性研究

针对飞行器在地效区飞行时复杂的流场特性,通过求解定常可压N-S方程,改变机翼后掠角和地效区飞行高度,研究不同前/后掠角机翼在地效区内的气动特性。结果表明:在地效区内,随着后掠角的增大,机翼的升力系数和阻力系数呈现先增后减的变化规律,后掠角在0°附近时升力系数达到最大值,阻力系数在10°附近达到最大值;俯仰力矩系数随着后掠角增加而减小;展向流动在后掠角为0°时最小,展向流动随着后掠角增大或减小剧烈变化;机翼下洗角随着后掠角增大而减小,随着离地高度的减小而减小。研究结果可为地效飞行器的概念方案设计和优化提供理论依据。     

高雷诺数二维充气机翼构形的气动特性

针对基于二维充气机翼的构形特征进行高雷诺数条件下的气动特性分析.首先通过对二维充气机翼构形特征的设计,建立了描述逼近程度的误差参数和若干模型;进一步运用数值方法,通过与标准翼型的对比,分析充气机翼的气动性能及其误差参数的敏感性.数值结果表明:在高雷诺数条件下,充气机翼的气动性能相对于标准翼型有所降低.同时,结合对流场特征的分析,从机理上解释二维充气机翼与标准翼型气动性能差异形成的原因,即导致总的阻力系数明显增加的主要原因是其凹凸起伏的表面对充气机翼表面压力分布所引起的变化,局部压力升高从而大幅增加了压差阻力.      

某大型地效飞行器及其驮运巡航状态气动特性数值模拟

研究地效飞行器及其驮运负载飞行器巡航状态的气动特性,对大型地效飞行器的研发具有重要意义。采用求解N-S方程的有限体积法,分别针对地效飞行器巡航状态及其驮运负载飞行器巡航状态进行数值模拟分析。结果表明:综合考虑升阻比与阻力的大小,地效飞行器巡航状态机翼的最佳安装角为5.5°;综合考虑升阻比与巡航飞行的安全性、操纵性,地效飞行器巡航状态的最佳飞行高度为8 m;综合考虑巡航经济性以及从巡航状态过渡到分离状态的安全性与可靠性,两机驮运巡航状态下负载飞行器的最佳迎角为3°。     

大型飞机铰链下垂前缘多段翼型气动优化设计与研究

随着增升装置的发展,新型商用飞机机翼内侧采用了结构简单的铰链下垂前缘,与使用最多的前缘缝翼相比,它具有减阻降噪,提高升阻比等优点。针对大型飞机铰链下垂前缘翼型进行了气动优化设计及数值研究。首先设计出铰链下垂前缘的二维翼型,然后通过iSIGHT平台对翼型进行气动优化,分析铰链下垂前缘翼型的低速气动特性,并且得出最佳翼型,最后与前缘缝翼翼型的气动性能进行对比,说明使用铰链下垂前缘的可行性。     

Continuous morphing trailing-edge wing concept based on multi-stable nanomaterial

Morphing technology is one of the most effective methods to improve the flight efficiency of aircraft. Traditional control surfaces based morphing method is mature and widely used on current civil and military aircraft, but insufficiently effective for the entire flight envelope. Recent research on morphing wing still faces the challenge that the skin material for morphing should be both deformable and stiff. In this study, a continuous morphing trailing-edge wing with a new multi-stable nano skin material fabricated using surface mechanical attrition treatment technology was proposed and designed. Computational fluid dynamics simulation was used to study the aerodynamic performance of the continuous morphing trailing-edge wing. Results show that the lift coefficient increases with the increase of deflection angle and so does the lift-drag ratio at a small angle of attack. More importantly, compared with the wing using flaps, the continuous morphing trailing-edge wing can reduce drag during the morphing process and its overall aerodynamic performance is improved at a large angle of attack range. Flow field analysis reveals that the continuous morphing method can delay flow separation in some situations.