排式充气机翼的高效气动布局研究

为了提高充气机翼的刚度特性,需要采用较大厚度的翼型,但厚翼型气动效率整体上又不太高。探讨一种适用于低速充气类飞行器的排式双翼布局方案,并尝试给予后翼一定的初始安装偏转角,同时还研究了双翼相对位置以及翼型特性对该排式双翼布局方案的影响。数值模拟结果表明,后翼前缘驻点附近的高压区增大了前翼下表面的压力,使此种布局较普通单翼布局在中小迎角范围内可以明显提高飞行器的升力和升阻比,其中迎角4°时可将升阻比提高62.8%,而给后翼2°的偏转角可使将升阻比提高幅度达到70.5%。同时,双翼相对位置对飞行器气动性能的影响较为敏感。此外,翼型厚度越大,弯度越小,所提出的排式双翼布局方案提高升阻比的效果越明显。综合效果来看,文中探讨的布局可为充气飞机的设计提供一个新思路。     

有地面干扰的动导数计算方法

提出了一种有地面干扰情况的飞行器动导数计算方法,其基本思路是从非定常升力面气动力理论出发,利用飞行器的低频运动的气动力,通过振动频率的级数展开,选用适当的气动力部分进行积分,得到所需的气动力导数,为阿了面的影响,将传统的镜像法结合到非定常用功力理论理论方法中,计算结果表明,地面干扰随距地面的高度变化而迅速变化,而且某些动导数的符号都发生了变化,说明地面干扰城飞行动力学的分析是应该加以考虑的。     

三维非结构混合网格生成与N-S方程求解

 提出了一套较为通用的, 完全自动化的非结构混合网格生成方法, 在物面粘性作用区, 运用一种改进的推进层方法生成三棱柱形和金字塔形网格; 在其他流动区域采用阵面推进方法生成四面体网格。采用一种改进精度的格心有限体积法和Spalart-Allmaras 一方程湍流模型对三维N-S 方程进行了求解, 并以M6 机翼、DLR-F4 翼身组合体和某运输机外形的粘性流场作为数值算例, 验证了上述网格生成和流场求解方法的正确性和实用性。     

完全非定常气动力计算的新途径

 本文提出了一种亚音速、完全非定常机翼气动力的数值计算方法（暂称为“势差法”）,该方法对于机翼所作的任意运动,能在时间域内计算出气动力和空间速度场的变化规律。算例结果表明势差法计算结果与其它方法计算结果和实验值是一致的。     

操纵面对跨声速机翼气动弹性特性的影响

 运用基于非定常CFD的气动力辨识技术,得到跨声速非定常气动力降阶模型。耦合结构动力学方程,建立了基于状态空间的跨声速气动弹性分析模型。分析了典型三自由度二元机翼的颤振边界,分析结果与CFD/CSD直接耦合方法吻合。然后研究了操纵面结构参数（固有频率和重心位置）对跨声速气动弹性特性的影响。研究发现,一些传统的结构设计准则和颤振排除技术未必适用于跨声速状态;操纵面偏转模态常常成为诱发跨声速颤振的主要模态;经典的质量平衡技术可能会降低跨声速气动弹性系统的稳定性。     

一种共轴式涵道风扇无人机的研制

研制了一种新型共轴式涵道风扇无人机,这种无人机以涵道风扇系统为主体,采用共轴式双桨克服转矩,利用导流片实现姿态控制。应用CFD方法研究了无人机的气动性能,并进行了试飞。CFD分析和试飞证实了共轴式涵道风扇技术在垂直起落无人机上应用的可行性。     

翼型尾缘低频大功率合成射流的动态载荷特性研究——A：实验方案设计

为了获得翼型在尾缘合成射流作用下的气动特性,针对NACA0015翼型,设计了适用于风洞研究的尾缘合成射流实验,设计内容包括实验模型的设计,低频大功率合成射流致动器的设计,以及测量方案的设计。该实验方案在伺服电机达到适当转速时,合成射流器能够达到较好的吹／吸气效果。通过调节地面气缸的行程和电机的工作频率,可以实现对喷口速度、频率等参数的调节,为研究合成射流动量系数和减缩频率对气动力和力矩的影响规律提供了便利。针对二元实验段,采用自行设计的二分量应变天平测量动态升力和力矩。该实验模型在二元风洞中顺利开展了相关实验研究。研究结果显示,当合成射流频率为3Hz时,升力系数的幅值约为0．16。因此,尾缘低频大功率合成射流可以使翼型获得较大的用于控制气动弹性的控制力。这种新型作动方式为未来飞行器气动弹性稳定性控制提供了一种新途径。     

大攻角机翼的气动弹性计算方法

 本文利用大攻角带分离流机翼的完全非定常非线性气动力计算方法,通过与机翼运动方程的同时求解,在时间域内实现了大攻角机翼非线性气动弹性的数值模拟,根据弹性机翼各种状态下的运动过程,可以得到大攻角机翼的颤振速度等重要参数以及亚临界、超临界等飞行状态的运动规律。算例结果表明,大攻角下机翼的气动弹性问题需引起足够的重视。     

大攻角机翼非线性颤振分析方法

 本文提出了一种计算方法分析大攻角、带分离涡机翼的非线性颤振特性。在机翼变形与广义气动力之间建立一种描述函数关系,利用传统v-g法对机翼运动方程进行求解。此外,还发展了一种迭代运算过程,使得输入的振幅幅值比例调整到与求解颤振方程所得到的比例相协调。计算结果表明本文方法与实验是一致的。     

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.