二维翼型抽吸气层流控制技术的数值研究

数值模拟了表面开孔吸气控制下的翼型绕流流场。主要研究了孔径、孔间距、吸气区大小和位置等吸气参数对二维翼型气动性能的影响。计算选用SSTk-ω湍流模型,并对标准的Wilcox转捩模式进行了修正。计算结果表明:修正的转捩模式能较好地模拟表面吸气引起的转捩位置的变化;在不同孔径、孔间距和吸气区位置的吸气控制下,翼型总阻力随吸气系数的增加均呈先减小后增大的变化规律;采用较大的孔径、孔间距以及较小的吸气区域进行吸气控制,具有较大的翼型阻力恢复吸气系数和较低的相对阻力最小值。     

多段翼型地面效应数值模拟与分析

通过数值模拟方法研究多段翼型的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均平均Navier-Stokes(N-S)方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型,采用滑移壁面模拟地面的相对运动.计算结果分析表明:随着飞行高度的降低,多段翼型的升力、阻力和低头力矩均减小;升力系数的减小主要是由于地面效应引起...     

平流层飞艇螺旋桨地面风洞试验

按照等雷诺数Re和等前进比λ相似准则,从平流层飞艇螺旋桨的运动和动力相似角度出发,建立了螺旋桨拉力系数、功率系数和效率等参数的相似公式,并在地面常规密度风洞中进行了螺旋桨的缩比模型试验.通过对有关试验结果与平流层原型桨的数值模拟和片条理论计算结果的对比分析可看出,三者基本吻合,从而说明地面风洞试验的环境密度大小基本不影响螺旋桨相似性参数,由此得到平流层飞艇螺旋桨可在地面常规密度风洞中按照等Re和等前进比相似准则进行缩比模型试验,而不必为此建立特制的昂贵的低密度环境风洞.同时,实验结果表明,在螺旋桨前进比小于0.3时的情况下,因滑流区侧向收缩大,片条理论计算的无量纲气动性能曲线需要进行侧收缩修正.      

沟槽面湍流减阻数值评估方法

为解决雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法模拟沟槽面减阻的实际应用问题,受Wilcox对粗糙度模化方法的启发,通过深入分析k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型近壁区ω值的作用效果,发现在黏性底层内增加壁面ω值可使对应近壁区的湍动能、湍流黏度、雷诺应力均减小,这种对近壁区流动特性的作用效果与真实沟槽面一致。以经典的对称V型沟槽面(高度=间距)减阻实验数据为基础,通过引入减阻效果影响因子——压力梯度与偏航角,建立复杂流动条件下沟槽面几何尺寸到壁面ω值的模化函数方程,将数值模拟结果与实验结果对比,验证了模化沟槽面可以达到与真实沟槽面相同的减阻效果,并依此给出沟槽面减阻在工程实践中的应用方法,以C919翼身组合体巡航构型为例,完成其沟槽面减阻的总体设计与评估。     

LAGOON起落架缩比模型机轮空腔发声机理试验

在国际上关于LAGOON(LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON)起落架的研究中发现,机轮空腔噪声是一个重要的噪声源,为了研究其产生机理,本文以LAGOON模型的1/2缩比模型为试验对象,在北京航空航天大学D5气动声学风洞中进行试验。已有LAGOON模型数值模拟结果表明,过顶和侧边噪声中的纯音噪声与机轮空腔息息相关。并在LAGOON缩比模型试验结果的基础上,利用空腔填充的方法重点展开机轮空腔发声机理研究。通过对比不同填充方式的模型噪声试验,结合已有的半经验公式和前人成果,验证了空腔噪声中纯音噪声的产生机理与机轮空腔的声学共振现象有密切关系。     

六自由度飞行实时仿真和功率谱法比较

大气紊流是飞机巡航状态中影响飞机运动的主要大气扰动现象,以奖状飞机和波音747为例,研究飞机受大气紊流影响所产生的飞行姿态变化。使用了两种方法进行飞行仿真,一种是基于六自由度飞行力学方程的实时仿真法,另一种是基于线性化小扰动方程组的响应频谱法。通过与试飞数据进行比较,分析两种方法的优缺点。研究表明,六自由度飞行实时仿真可以更好地模拟大型飞机大气扰动下的飞行状态,较准确地表征各项参数变化特性。     

用强耦合RANS方法模拟旋翼悬停流场

在旋转坐标系下,将Spalart-Allmaras(S-A)一方程湍流模型和Reynolds-averaged NavierStokes(RANS)方程耦合成一个新的RANS方程,并发展了基于多块重叠网格的强耦合RANS求解方法,用于直升机旋翼悬停流场的数值模拟.为了提高计算效率,针对多重网格方法在多块重叠网格上实施的困难,提出了一种基于重叠网格的多重网格实施方法.通过对Caradonna-Tung(C-T)和ONERA 7A旋翼悬停算例验证了发展的强耦合RANS方法和基于重叠网格的多重网格实施方法的有效性.研究结果表明:发展的基于重叠网格的多重网格方法有较高的计算效率,3层网格的加速比约为7.7;强耦合RANS法的计算精度明显高于传统的松耦合RANS方法,特别是在与阻力相关性能参数的预测中,强耦合RANS方法的预测结果更加精确.     

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。     

涡桨飞机螺旋桨气动噪声特性试验研究

随着航空公司短途航线由涡扇发动机转向涡轮螺旋桨发动机,以及机场周边噪声污染的限制越来越严格,商用螺旋桨飞机的声学特征正成为关键的设计参数。为研究螺旋桨的气动性能和声学特性,以某型涡桨飞机六叶螺旋桨为研究对象,在北京航空航天大学沙河校区D5气动声学风洞开展实验研究。实验中对螺旋桨在固定桨叶角设置和旋转速度条件下不同来流风速的组合工况进行测量,以获取不同工况下螺旋桨的天平测力数据和远场声压信号,经过快速傅里叶变换得到来流速度对螺旋桨远场噪声的影响规律。实验结果表明:在较大来流条件下离散部分噪声能激发出更高阶的谐波噪声,各阶谐波噪声幅值随着谐波数增大逐渐降低;当风速较低时宽频噪声声压级增大,这是由于在低前进比条件下,叶片处于失速状态,拉力系数处于非线性段,与叶片表面复杂流场引起的湍流噪声增加有关。通过指向性分析可知,位于桨盘上游位置的总声压级水平大于桨盘下游位置的总声压级水平,主要是因为螺旋桨桨盘前后的相对速度发生了变化,导致了声传播距离的延迟和加速现象。     

基于BWI辐射效率的低气动噪声共轴对转螺旋桨的设计研究

将共轴对转螺旋桨气动噪声快速预测理论与气动载荷快速预测方法相结合,对共轴对转螺旋桨远场气动噪声进行预测。分析了BWI辐射效率对共轴对转螺旋桨BWI干扰噪声的主控影响。对从低至高的(单排6-12)前后等桨叶数对转桨进行了研究。结果表明虽然低桨叶数与高桨叶数对转桨的气动噪声特性不同,但是总体上前后指向性的高声压区仍然是由BWI噪声控制。同时等桨叶数的设计只是使高声压区更集中,却无法对其进行降低。随后,对比了不同桨叶数共轴对转螺旋桨远场气动噪声的表现,认为不等桨叶数对转桨气动噪声普遍优于等桨叶数情况。得出了总桨叶数相同情况下对转桨前后桨叶数的搭配方案。对近场噪声高精预测方法将在未来的研究中对辐射效率的具体机理进行研究。