基于合成射流的旋翼翼型动态失速控制研究

针对直升机旋翼工作环境下来流速度和迎角(Angle of attack,AoA)耦合引起的动态失速问题,建立了基于合成射流的旋翼动态失速控制的数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法,通过对翼型的平移和旋转实现变来流速度-变迎角的耦合。以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程,空间离散使用Roe格式,时间离散为隐式LU-SGS方法,以OA209翼型为研究对象,在翼型上表面放置合成射流激振器,开展了射流位置、动量系数、无量纲频率以及偏角等参数对轻度失速、深度失速下翼型动态失速控制的研究。研究发现,轻度失速下,射流位置靠近气流分离点时(20%c附近,c为翼型弦长),对逆压梯度引起的轻度失速控制效果最佳。深度失速下气流分离点虽在5%c之前,但射流位于前缘分离泡后端(10%c附近)时控制效果较好。大迎角需要较大的动量系数才能有效控制。射流频率对涡结构的尺寸和数量会产生一定影响,能改变气动特性波动幅度。较小的射流偏角对轻度失速的控制更有效,而深度失速则需要较大的偏角。     

直升机新型旋翼翼型气动特性与布局分析

利用结构网格计算流体力学(Computational fluid dynamics ,CFD)的翼型气动特性分析方法开展旋翼翼型气动特性计算。通过RAE282,NACA0012,OA212,OA207等翼型压力分布、升力和阻力等特性计算结果与试验结果的对比分析,验证了计算方法的准确性,并进一步完成了HF系列旋翼翼型的气动特性计算。基于翼型的气动特性,采用时间步进自由尾迹的旋翼气动性能分析方法开展旋翼桨叶翼型的气动布局优化设计,对悬停和前飞条件下的旋翼开展计算分析,得到两种条件下的旋翼气动特性。而后通过本文建立的优化方法开展旋翼翼型布局优化设计。     

翼型加装格尼襟翼的低雷诺数气动特性实验研究

为了研究低雷诺数下格尼襟翼对翼型气动特性的影响,通过风洞试验研究了Eppler387翼型加装0.5%~5.0%弦长高度格尼襟翼后的气动特性变化,试验雷诺数1.49×105~2.31×105.试验结果表明:低雷诺数下Eppler387翼型加装格尼襟翼后,升力系数和力矩系数明显增大,襟翼高度大于2%弦长时阻力系数显著增大.格尼襟翼在高升力系数下能够起到增大升阻比的作用,适用于微小型飞行器工作在大载荷状态,而0.5%弦长高度的襟翼还能够兼顾中小升力系数下的气动效率,同样适合于微小型飞行器在巡航状态使用.与原翼型相比,加装襟翼后最大升阻比对应的迎角提前,随襟翼高度的增加,翼型升阻比曲线峰值变得不再突出.     

飞机重心位置的计算分析方法

飞机重心位置对飞机的安定性和操纵性影响很大.不在飞机重心允许范围内装货或载客时,会使飞机操纵性和安定性变差,影响飞行安全.飞机重心位置计算分析是新型飞机研制、现役飞机加改(换)装设计等工程中必不可少的一个重要环节.以某型现役飞机进口短波单边带电台换装国产短波自适应/跳频电台工程作为研究对象,研究了基于力矩平衡法的飞机重心位置计算方法,计算了该型飞机换装短波电台后空机重心位置.计算结果表明,该型飞机进口短波电台换装国产短波电台后,空机状态下的重心位置满足重心允许范围要求.     

跨声速翼型风洞数据库管理系统

本文主要介绍在西北工业大学跨声速翼型风洞(TAWX)中的PC/XT微机上,采用数据库管理软件 C-dBAsE Ⅲ,对该风洞翼型实验数据、计算数据,几何数据和应用程序进行系统化管理的方法。文中着重说明了使用的情况,并针对该风洞的性能、特点,简单描述了所用数据库的结构框图,在此基础上较详细地叙述了实现风洞实验数据共享和存贮的具体过程,其中也涉及到了数据库的管理和维护措施。从文中可领略到使用数据库的好处和必要性。该数据库的建立和开发应用,解决了长期以来实验数据零散、管理困难、使用不便、资源无法共享等问题,提高了工作效率,为实现风洞-计算机一体化的宏伟目标迈出了第一步。     

几何尺度对GAW-1两段翼型升力特性的影响

在大型飞机和高速飞机的起降过程中增升装置空气动力性能的好坏对飞机有着举足轻重的影响.飞机增升装置通常采用多段翼型形式.在飞机设计阶段,一般是采用风洞实验的方法对多段翼型的气动性能进行评估.由于风洞的尺寸和动力所限,实验的模型和实验雷诺数都小于实际飞行情况.在数据的使用时,一般认为实验数据进行雷诺数修正即可.通过实验研究发现,即使雷诺数相同,几何尺度对两段翼型升力特性的影响也是非常显著的.建议在风洞实验中重视几何尺度对气动性能的影响.该研究结果和研究思路可供增升装置的设计和实验研究人员参考使用.     

采用新翼型的函道螺旋桨气动特性实验研究

对国内、外螺旋桨翼型研制和发展的情况作了简单回顾后对分别采用ＮＰＵＰＲ翼型及ＮＡＣＡ－１６翼型设计的四种螺旋桨方案的气动设计方法作了简单说明，同时介绍了用这些方案进行风洞实验研究的主要结果，这些结果与计算结果相一致。此外，计算和实验结果表明：ＮＰＵＰＲ翼型设计的螺旋桨明显优于用ＮＡＣＡ－１６翼型设计的２方案，而用ＮＰＵＰＲ原翼型的Ｋ、Ｚ方案又明显优于应用户要求修型的１方案。     

二元风洞侧壁抽气孔板的实验研究

新研制的组合孔板造价低廉，夹层更换方便，用其作风洞壁画边界层控制，能消除风洞侧壁引起的翼面上边界层的分离，可有效地改善翼型绕流的二元性和半模的实验条件。     

翼型过失速动态实验测控系统

介绍西北工业大学翼型研究中心用于翼型过失速动态特性研究的实验装置和测控系统的设计、系统性能和结构、数据采集、数据处理方法和实验结果。也对动态实验中测量、控制与精度等问题展开讨论。     

襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量,同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明,襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响,该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3.360,它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。