民用飞机机身表面静压孔气动布局设计研究北大核心CSCD

静压孔气动布局方案设计的首要工作是寻找合适的布置区域,使得静压孔的位置误差尽量降低并规律可控,以利于后期静压源误差修正曲线的试飞获取。首先分析得到静压孔的位置误差实际上主要受飞行马赫数和飞行迎角影响;然后利用商用CFD软件计算了某现代民机在不同飞行马赫数和迎角下的机身表面静压分布,对计算结果的统计处理显示机身表面规律性的存在静压恢复系数对迎角变化的不敏感区。根据结果,提出了该不敏感区宜于作为机身表面静压孔安装位置选取的参考基线,随后的风洞试验验证了基于上述原则选取的静压孔初步安装位置。全文提出并发展的基于静压场数值计算及结果统计后处理的方法为表面静压孔的气动布局定位提供了一种定量直观的新思路。     

民用运输机短舱涡流片设计研究

采用已通过风洞试验验证的CFD流场数值模拟方法,从流动机理出发分析空间涡量的变化,研究了翼吊发动机短舱涡流片的安装位置对着陆构型升力特性的影响。数值模拟的结果表明:由于发动机短舱以及挂架的影响,缝翼下偏后会在主翼上留下的台阶以及缝翼的端面等,大迎角时诱导出许多空间涡系,容易引发主翼上表面的分离。短舱涡流片诱导的空间涡能够有效地抑制这些空间涡系和低速区,提高失速迎角和最大升力系数,对于文中着陆构型,失速迎角提高2°,最大升力系数提高0.15。短舱涡流片后移或者下移均会引起空间涡的下移,有利于抑制大迎角下主翼中段低速气流。但下移涡流片的同时会降低空间涡的强度,使其抑制作用减弱。因此,为了提高失速迎角和最大升力系数,在设计过程中需综合考虑短舱涡流片所诱导空间涡的强度和位置。针对某型民用运输机着陆构型中短舱涡流片因几何约束需对其位置进行重新设计的问题,根据上述研究结论,综合权衡空间涡的强度及位置,重新设计了短舱涡流片的位置。计算结果表明,重新设计涡流片的位置后,几何约束得到了满足,着陆构型的最大升力系数仅损失0.015,仍然能够满足设计指标。     

大型飞机扁平后体导流片减阻增稳研究

运输机采用扁平后体的设计形式可使舱门结构简单、重量轻,并且舱门机构的可靠性高,具有很好的使用性。但是扁平后体在巡航时横向流动比较严重,造成横向逆压梯度大且后体边界层易出现分离形成旋涡流动,带来压差阻力的增加。并且,后体分离涡在偏航时使垂尾两侧压力分布变差,降低了航向稳定性。导流片是特别针对扁平后体所采用的特殊气动力部件。其能够对后体涡的生成和发展进行抑制,削弱后体低压区,降低压差阻力;在偏航状态下,导流片改变了垂尾和后体的压力分布形态,可有效增加航向稳定性。导流片的减阻增稳作用使得采用扁平后体的运输机装载效率和气动特性得以兼顾。     

涡桨飞机短舱/增升装置一体化气动设计研究

对涡桨飞机增升装置设计的特殊性进行了分析,指出了传统增升装置设计方法在涡桨飞机增升装置设计上存在的问题。详细描述了涡桨飞机短舱/增升装置一体化气动设计方法的流程,并对某涡桨飞机的多段翼型参数优化设计、短舱/三维增升装置一体化设计及风洞试验结果进行了简要介绍。相对于传统的增升装置设计方法,采用涡桨飞机短舱/增升装置一体化气动设计方法显著提高了涡桨飞机起飞、着陆构型的气动性能。     

二维舵面绕流的N-S方程数值计算研究

本文基于结构化网格,应用Baldwin-Lomax湍流模型进行绕舵面流动的二维N-S方程数值模拟,将部分计算结果与风洞试验结果进行了对比分析研究,分析了计算方法的可靠性和计算结果的合理性.为开展三维舵面绕流的N-S方程数值模拟和铰链力矩数值计算研究奠定了基础.     

基于粘性非结构网格的三维增升装置N-S方程数值模拟

应用基于粘性非结构网格求解N—S方程方法数值模拟了某型飞机三维增升装置的绕流。在物面附近粘性主导作用区域内，采用三棱柱型非结构网格，在其他流场区域，采用传统四面体非结构网格的混合非结构网格生成技术。湍流模型采用Spalart—Allmaras一方程模型，运用格心格式有限体积法，对控制方程和湍流模型方程进行数值离散。用四步龙格-库塔方法作显式时间推进，采用当地时间步长、隐式残值光顺等加速收敛措施．求解某型飞机全机带增升装置构型的粘性绕流流场，其数值计算与风洞试验结果显示了良好的吻合度。     

基于CFD方法的大型客机高速气动设计

大型客机高速气动设计需融入型号的设计经验、准确的数值分析方法以及高效的全局优化流程。将型号研制积累的设计经验及准则与现有数值计算工具、优化算法和计算机硬件资源相结合,探索发展了基于CFD的大型客机气动优化设计综合方法,该方法系统综合全局优化与局部寻优、人工经验与数值优化、参数化方法和参数控制以及自动化网格生成等方法和技术,大幅提升了气动设计效率。同时,完善了工程中实用的大型客机高速气动设计方法和流程,设计过程中融入了气动、结冰、静气动弹性等多专业的综合约束,反映了机翼设计多学科综合的本质特征,有助于形成综合最优的设计方案。以大型客机的超临界机翼优化设计为例,叙述了其在高速气动设计工作中的应用。     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律。实验结果表明：在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加。高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比。同Gur-ney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。     

小迎角纵向不稳定飞机起飞安全性分析

由于螺旋桨滑流的影响,某运输机起飞构型在小迎角时纵向稳定性裕度不足,甚至不稳定,给飞机带来安全隐患.分析了某运输机起飞构型纵向力矩特性,讨论了螺旋桨滑流对纵向静稳定性的影响、影响飞机起飞时的安全因素和进入小迎角飞行的条件,建立了飞机起飞的数学仿真模型,通过大量的仿真计算,研究了突风和驾驶员误操纵对飞机起飞安全性的影响,给出了起飞时飞机所能抗御的最大突风速度.研究结果表明,某运输机小迎角稳定裕度不足,不稳定对飞机安全起飞的影响可以不予考虑.     

基于非结构网格的翼身组合体绕流数值模拟

应用投影变换的方法生成三维翼身组合体的表面网格，提出了新的三维空间多层背景网格生成方法．在背景网格建立和三维初始推进面生成的前提下，利用推进阵面法生成了翼身组合体的三维空间网格，并应用网格光顺技术和变换方法，改进了初始生成网格的质量。应用格心格式的有限体积法对翼身组合体绕流进行了Euler方程的数值模拟，得到了较为满意的计算结果。