基于前缘缝翼微型后缘装置的多段翼型被动流动控制

以麦道航空公司的三段增升构型为研究模型,采用剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型在C-H型多块结构网格上求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了前缘缝翼微型后缘装置(MTED)在多段翼型被动流动控制中的应用。由于MTED改变了实际的缝翼缝道参数,因此首先研究了作为主要改变量的缝道宽度对该三段翼型气动性能的影响,当缝道宽度从参考构型的2.95%c增加至3.98%c时,最大总升力系数约减小4.61%。当在不同缝道宽度基本构型上增加相同MTED时,计算结果表明它对各个翼段的影响定性一致,即前缘缝翼升力增加、主翼升力减小以及后缘襟翼升力基本不变化。这些升力变化的综合作用是:MTED构型线性段总升力系数的变化不大,失速段的变化取决于缝道宽度,当缝道宽度为3.98%c时,高度为0.50%c的MTED构型的最大总升力系数约增加6.98%。     

不同声激励方式对多段翼型升力特性的影响

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要.通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主/被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能.在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径.采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式.结果表明:在GAW-1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加.     

激励方式对多段翼型升力特性影响的实验研究

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要。通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主／被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能。在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径。采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式。结果表明：在GAW一1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加。     

后缘装置LET对多段翼型气动特性的影响研究

采用求解N-S方程的方法,分别对安装后缘装置(Lift Enhancing Tabs,LET)中的传统形式Gurney襟翼(Gurney Flap,GF)和新型后缘装置(Mini-Trailing Edge Device,Mini-TED)后的多段翼型气动特性进行了分析研究。以带有30%弦长富勒襟翼的NACA632-215B两段高升力翼型为基础,分析了不同安装位置的GF对气动特性的影响。结果表明,在中等襟翼偏角下主翼尾缘安装GF对气动特性是不利的,而GF在襟翼尾缘的安装则有实际应用的可能。针对某真实飞机起飞、着陆构型多段翼型,研究了襟翼后缘不同偏角的Mini-TED对气动特性的影响。计算结果表明,通过对Mini-TED安装偏角的优化,对于不同的构型和飞行状态可以增大其改善飞机气动特性的使用范围。     

基于Kriging代理模型的高升力构型优化设计

本文发展了一种基于Kriging模型的高升力构型优化设计方法。采用分区对接网格技术求解N-S方程以及遗传算法，在着陆构型下使多段翼型升力系数最大。为了降低计算量和计算时间，在优化过程中采用Kriging模型代替复杂的流场计算。为了提高模型的精度，采用EI方法增加新的样本点。利用该方法完成了多段翼型缝道参数和外形优化设计。结果表明，在只优化襟翼缝道和襟翼缝道与外形同时优化两种情况下，该方法使得多段翼型最大升力系数分别提高7.55%和9.48%。     

湍动能模拟内部声激励的计算研究

为了研究襟翼表面的声激励对多段翼型升力特性的影响机理,利用湍动能假设进行数值计算研究。以湍动能的量值、雷诺数以及襟翼与主翼的搭接量为参数,研究上述参数的变化对升力特性的影响,得到的结果与实验值符合良好。在多段翼型缝道处加入湍动能的影响规律是：（1）在升力特性线性段减少了升力系数,在失速点附近可以推迟分离,提高升力系数;（2）当雷诺数增加时,湍动能对升力系数的影响量减小;（3）在搭接量为零时,湍动能的影响最大。上述规律与在缝道处加入声学激励的影响规律一致,表明采用注入湍动能来类比声学激励有一定的应用价值。     

富勒襟翼外形的参数化建模及优化

富勒襟翼能够产生比普通单缝襟翼更大的升力增量,而且比双缝和多缝襟翼结构简单、活动部件少,更有利与气动优化,在现代民用飞机上有着越来越多的应用。本文使用二次曲线分段构造富勒襟翼的几何外形,使用SST-k-ω湍流模型对气动网格模型进行数值模拟,以此为基础优化襟翼的几何外形来提高襟翼的升力增量,并对襟翼外形优化前后的计算结果进行了分析。研究结果表明,通过优化富勒襟翼外形,可以提高襟翼头部的吸力峰值,进而提高对主翼环量诱导作用,使得两段翼型的升力系数增加。基于CFD流场显示,可以发现由于襟翼缝道流动对襟翼气流的分离起到抑制作用,因此随着两段翼型迎角的适当增加,反而可以改善襟翼上方气流的分离情况。     

Gurney Flap绕流气动特性研究

采用C-H型多块结构网格和SST k-ω湍流模型求解二维定常雷诺平均NS方程,对NACA4412单段翼型后缘附近和NACA63(2)-215B多段翼型襟翼后缘附近的Gurney Flap绕流进行了数值模拟。讨论了局部网格对计算结果的影响,重点研究了Gurney Flap位置和高度对气动特性的影响。计算结果表明:对于NACA4412单段翼型,Gurney Flap位置对气动性能的影响较小,但随着高度的增加,零升攻角和失速攻角减小,最大升力系数增大,同时阻力系数和力矩系数增加;对于NACA63(2)-215B多段翼型,Gurney Flap对气动性能的影响类似于NACA4412单段翼型情形。     

低速两段翼型的数值模拟

在多段翼型风洞实验中,很难观察翼型不同迎角下主翼、襟翼上的绕流及缝道流动。使用了O-H型混合的结构化网格,采用k-ε二方程湍流模型求解可压的N—S方程来模拟二元风洞中两段翼型的流场。计算结果与实验进行了比较,结果表明：计算与实验结果吻合良好,说明本方法可以较好地模拟两段翼型的绕流,并能很好地显示流场的变化情况。另外,从结果中可以看出：随着迎角的变化,主翼尾流和缝道间的流动对襟翼附面层分离有很大的影响作用。     

多段翼型大迎角下主翼、襟翼上的分离流及缝道流动

使用雷诺平均N-S方程、采用可用于较大分离区的Johnson-King紊流模型、嵌套网格和有限体积法研究大迎角下的多段翼型绕流,特别是主翼、襟翼上的分离流动及缝道流动。利用嵌合体技术对组合体每一部分生成高质量并适于高效求解的贴体网格。以具有17%相对厚度的GAW-1翼型带30%襟翼翼型为例进行了计算,计算结果与实验结果吻合很好,证实该方法可以较好地预计多段翼型上的分离流、缝道流动与最大升力。     

基于遗传算法多段翼型外形优化设计

为提高多段翼型增升效能,开展襟翼外形和缝道参数同时优化设计研究。优化算法采用遗传算法,以求解RANS方程为气动特性分析方法,通过椭圆方程控制生成多段翼型外形,同时优化缝宽、搭接量、襟翼偏角等位置参数和襟翼外形控制参数,实现多段翼型优化设计。设计实践表明,与只优化位置参数相比,同时优化襟翼外形和位置参数得到的多段翼型有更大的升力系数,方法是可行的,具有一定的工程应用前景。     

Numerical investigation of co-flow jet airfoil with parabolic flap

Both the Active Flow Control (AFC) and the variable-camber technology are considered as efficient ways to enhance the aerodynamic performance of an aircraft. The present study investigated the feasibility of the combination of a Co-Flow Jet (CFJ) airfoil and a parabolic flap, where the Reynolds Average Navier-Stokes (RANS) equations and the Spalart-Allmaras (S-A) turbulence model were exploited for the numerical simulation. Several significant geometric parameters, including the injection slot location, the suction slot location, the injection slot angle, the suction slot angle and the airfoil Suction Surface Translation (SST), were selected to study their effects on the aerodynamics of the proposed configuration. Then, an optimized design was created and compared with the baseline airfoil. The results show that the CFJ airfoil combined with the parabolic flap is more beneficial to the aerodynamic performance enhancement at small angles of attack. It is preferable to locate the injection slot at a 2% chord-wise location and the suction slot at a 75% chord-wise location. Both the decrease of the injection slot angle and the augmentation of the suction slot angle could reduce the drag. Furthermore, the SST of 0.5% chord is selected due to its high gain in the corrected aerodynamic efficiency at small angles of attack. Compared with the baseline, the optimized design could increase the lift coefficient and the corrected lift-to-drag ratio by 32.1% and 93.8% respectively at the angle of attack α = 4°.     

多段翼型气动力优化设计的多标准高效进化算法

本文分别结合基因算法与博弈论中的竞争型Nash对策及分级型Stackelberg对策构造了多标准高效进化算法,并对二维三段翼型成功地进行了多标准位置增升优化。基因算法在合适地选择了基因操作算子后可以得到全局最优解,博弈论的引入使得传统基因算法具备了无人工干预的多标准优化算法,并且这一优化过程接近于实际翼型工程气动力设计情况。应用本文的方法成功地对三段翼型进行了不同气动条件下的缝翼与襟翼的位置组合优化,最后给出了优化算例,并对两种算法进行了对比。     

Gurney襟翼对某型客机流动控制数值模拟

为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型,机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律;在机翼外侧区域,Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。数值模拟的结果还表明,Gunney襟翼可以提高客机的升力系数,而且不会给飞机流场带来明显的改变。     

槽壁几何参数对跨声速风洞流场品质的影响

采用数值模拟方法研究了再入片开角、槽腔扩开角和开槽形状对跨声速槽壁风洞流场品质的影响。在数值模拟方面,介绍了对应的出入口边界条件设置方法,通过量纲分析得出适用于内流问题的相似参数。研究结果表明:再入片关闭工况下,其前缘处形成了声速喉道,难以建立稳定的试验段超声速流场;再入片打开工况下,试验段流场的不利扰动主要来自于从驻室到试验段的槽壁出流现象,其根源是驻室涡系产生的垂直于槽壁方向的冲击气流,较大的槽腔扩开角对冲击气流有一定的阻挡作用。槽壁各部件对试验段流场品质的影响均是通过增强或抑制槽壁出流来实现的,其中开槽平面形状的影响尤为突出。采用基于自由变形(FFD)的优化设计方法得到了适用于试验段马赫数0.8到1.2状态的开槽形状,优化结果显示初始构型中存在的槽壁出流大部分得到消除,模型区马赫数均方差降低了一个量级,证明了该方法的合理性与实用性。