新概念机翼尾流特性实验

大型飞机常采用开启襟翼以增大机翼升力系数,实现较大迎角的起飞和降落,而机翼在大迎角状态下,翼尖会产生能量集中且自由消散时间长的飞机尾涡,严重影响后续起降飞机的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不稳定性,提出一种新概念飞机襟翼布局,通过水槽实验发现:新概念布局的襟翼对翼尖涡的消散具有明显的促进作用,不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性和能量变化的影响均有不同。实验结果也为飞机尾流控制的研究提供了参考,在满足飞行力学设计的基础上,合理运用增升装置构建四涡系统可以有效促进飞机尾流的消散,提高机场飞机起降效率。     

基于任意多项式中弧线的单级高效率风扇设计

为了在压气机通流设计阶段考虑叶片弯掠效应,开发了基于流线曲率法的通流设计程序,提出一种基于四次多项式的任意中弧线叶片造型方法,并推导了任意回转面上的中弧线表达式。以此方法为基础,采用通流设计与叶片造型相互迭代的方式开展大流量跨声速风扇设计研究。此风扇级的设计点为巡航状态,设计流量为155kg/s、压比为1.54。研究结果表明:在设计状态,此风扇级的总压比为1.545,转子和级效率分别为0.939、0.916;在设计转速下,失速裕度为17%,转子和级最高效率分别为0.945、0.923;在起飞状态,流量接近440kg/s,效率与巡航状态相当,压比高于巡航状态。     

双后掠乘波体设计及性能优势分析

根据密切锥乘波体的设计几何关系,提出双后掠乘波体概念,给出了双后掠乘波体设计的参数与生成乘波体外形之间的关系。使用非均匀有理B样条(NURBS)表达包括圆和直线的激波出口型线辅助设计,研究了钝头区域可控、后掠区域可控的乘波体外形设计方法。使用CFD数值计算方法验证了设计方法的有效性,同时研究了双后掠乘波体外形的性能优势,结果表明在保持高超声速高性能的基础上适当设计外形在低速状态、纵向稳定性和涡效应增升方面具有性能优势,为大空域宽速域高超声速飞行器的研制开拓了新的途径。     

某大涵道比涡扇发动机风扇激波噪声降噪设计

为了研究民用大涵道比涡扇发动机风扇叶片弯掠造型对风扇激波噪声的影响,本文在基准风扇叶型的基础上,增大风扇叶片尖部前掠,加宽风扇叶片中下部和根部,设计了一种改型风扇叶片,并对基准风扇和改型风扇的前缘脱体激波噪声的一维传播特性进行了对比分析。结果表明,在海平面标准大气条件起飞工况和最大爬升工况下,改型风扇的激波噪声水平较基准风扇叶型低,证明该风扇叶型的弯掠改型设计有助于降低风扇激波噪声。     

高速风洞试验中运输机支撑形式的选择

合理选择模型的支撑形式和解决支架干扰问题是准确获取气动力数据的关键因素。为了寻找一种合适的运输类飞机在高速风洞试验中的支撑形式,首先通过计算分析和试验验证,给出了运输类飞机高速风洞试验中30°尾支撑支架干扰问题存在的原因,然后根据0°、5°、15°以及30°不同尾支撑形式的计算分析和专项试验论证结果,提出并验证了小角度尾支撑是现阶段运输类飞机高速风洞试验中最合理、最有效的支撑形式。     

操纵面作动对无尾布局无人机纵向气动特性的影响

通过风洞测力实验,研究了不同操纵面作动对某无尾布局无人机纵向气动特性的影响。实验结果表明：升降副翼以及襟副翼正向偏转都会使全机升力系数、阻力系数以及低头力矩增加。升降副翼作动引起的增量要高于襟副翼,并且舵偏角度越大增量越大。全动翼尖作动对全机纵向气动特性基本没有影响。在线性段,鸭翼作动对升力系数和阻力系数影响不大;线性段之外,鸭翼作动使得升力系数和阻力系数减小。迎角α〈16°以及α〉38°时,鸭翼正向作动使得低头力矩减小,负向作动使得低头力矩增加。操纵面作动对低头力矩的控制效率由高到低依次为：升降副翼、襟副翼、鸭翼和全动翼尖。进一步分析表明不同操纵面的控制效率与舵容量系数具有较大关系。     

舰载机尾喷流降噪技术研究进展

为了防止舰载机的强大噪声严重危害航空母舰甲板上工作人员以及海军基地周边社区人群的健康,降低舰载机噪声始终是舰载机技术领域的重要研究课题之一。从舰载机噪声带来的影响和危害出发,阐述了尾喷流噪声在舰载机噪声中的核心地位,总结了舰载机尾喷流降噪技术的最新研究进展,提出了只有结合多种技术手段才能解决舰载机噪声问题。     

非对称地面效应对无尾飞机稳定性的影响

针对非对称地面效应,重点研究了非对称地面效应对飞机横向和航向气动特性的影响.采用计算流体力学(CFD)方法研究了机翼弦平面距甲板高度、雷诺数和甲板风速的影响,并通过与以往文献中的试验数据对比,验证了CFD方法的准确性.机翼弦平面高度是升力、滚转力矩和偏航力矩最主要的影响因素,降低机翼弦平面高度会减弱横向和航向稳定性.机翼弦平面高度从1.5m降低到1.2m和1.0m时,横向稳定性分别降低了2.8%和5.6%.增加雷诺数能够显著提高升力,但对偏航力矩影响不大.增加甲板风速度能提高升力和滚转力矩的绝对值.甲板风速从0m/s增加到15m/s,升力和滚转力矩仅变化1.1%和3.4%,因此甲板风速的作用是次要的.      

倾转旋翼机机翼前掠角对副翼操纵性能的影响

基于倾转旋翼机飞行动力学方程与厚翼型机翼的空气动力学的相关理论,对倾转旋翼机过渡阶段复杂的旋翼流场进行了分析,论述了发动机短舱转角的变化和机翼失速拓展特性对副翼操纵性能的影响。以V-22倾转旋翼机为算例,建立了机翼有/无前掠角的实体模型,由等功率过渡段速度特性公式和迎角特性公式求出飞机在等功率过渡模式相应发动机短舱转角下的相关飞行参数,对不同发动机短舱转角下不同的模型进行了数值模拟计算。计算结果表明倾转旋翼机机翼前掠角有改善副翼在大迎角下的操纵性能的作用。     

波瓣尾缘切角对涡扇发动机混合排气系统气动热力性能影响

为了获得尾缘切角对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数以及推力系数的影响,以涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统为研究对象,采用基于Navier-Stokes方程的三维数值模拟方法对不同波瓣尾缘切角模型进行了计算并得到了气动热力性能的影响规律.结果表明:较大的尾缘切角造成在尾缘截面前主次流更早的提前混合,使流向涡的产生和发展在位置上向上游提前,以至于在尾缘截面之后的一定范围内混合效率更高.但大尾缘切角同时也造成较大的能量损失,以至于总压恢复系数较小,总的混合效率偏低:相比0°切角,25°切角的总压恢复系数减小了0.34％,热混合效率减小了11％.适当的尾缘切角修形可以增大推力系数.