远程火箭弹卷弧翼气动载荷工程计算方法

根据卷弧翼气动特性，引入各种干扰因素，利用刚体弹道方程计算出卷弧翼的最大气动载荷。经实例验证表明，该方法的计算结果与飞行试验结果是符合的。     

翼型周线布线性涡的有限基本解法

在翼型周界线上布线性变强度分布涡,在一定边界条件下建立求解涡强度的线性方程组。经过试探,确定了比较合适的控制点位置。为满足库塔条件而令后缘处涡强度为零,但导致了方程组的矛盾性。采用最小二乘法求解矛盾方程组,可获得误差最小的唯一解。本方法简便,易于应用。计算结果与试验值或精确解相比,有良好的准确性,可用于一般工程计算。     

自适应翼型的气动外形优化设计

 二维翼型自适应的研究是设计自适应机翼的基础。提出了在不同 Ma数、迎角下,用 Powell法优化二维翼型前、后缘襟翼的偏转角,以获得比常规翼型在亚声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的自适应翼型的研究方案。并与原始翼型以及气动双目标 (亚声速时,大升阻比;超声速时,小阻力系数 )的优化翼型进行了比较,证明了自适应翼型比气动双目标的优化翼型气动效率更高。初步探讨了二维翼型前、后缘襟翼的偏转位置对气动效率的影响。     

多段翼型贴体网格的生成方法

本文给出了一种多段翼型绕流的分区贴体网格生成方法。采用泊松方程的解来给出贴体网格的坐标,泊松方程中的源项通过靠近边界的网格间距和正交性来决定,本文对分区网格的区域边界的选择作了讨论,采用生成的分区贴体网格计算了绕多段翼型位流的解,其结果与实验所得是很一致的。     

一种新型低噪声水下动力螺桨翼型的实验研究

翼型是各种螺桨设计的基础。为了进一步提高水下动力螺桨的抗空化特性，降低噪声，西北工业大学翼型研究中心研制了一组ＰＱ翼型。该翼型通过理论计算优化并经一系列的风洞、水洞试验研究，结果表明，ＮＰＵＰＱ系列翼型在满足初生空化数设计指标的情况下比ＮＡＣＡ６６（Ｍｏｄ）系列翼型有更大的空化斗，显示了更好的空化特性；前者的流体动力特性与后者相当或更好。     

基于LS-DYNA的三维翼伞参数化建模仿真研究

目前对翼伞气动性能的仿真研究大部分局限在二维翼型剖面或者不考虑伞衣柔性的三维数值仿真研究,因而无法获得较准确的翼伞气动性能参数,不能为工程研究提供借鉴和依据。为了提高翼伞仿真的准确性和效率,文章结合翼伞的设计流程,基于APDL(ANSYS Parametric Design Language)语言对翼伞进行参数化几何建模,生成带前缘切口的翼伞三维几何模型,并自动划分网格生成有限元模型,再利用LS-DYNA求解器进行流固耦合求解,由于仿真求解中考虑了伞衣柔性,因而获得更准确的翼伞气动性能参数。基于MATLAB的GUI(Graphic User Interface)模块建立翼伞参数化设计、仿真平台,并进行了验证,翼伞气动性能仿真参数与翼伞试验数据基本吻合,说明该平台具有一定的可信性。     

基于高斯过程回归和遗传算法的翼型优化设计

针对高升阻比风力机翼型前缘曲率半径较大的问题,传统的翼型参数化方法前缘控制能力不足,且基于面元法XFOIL预测精度差的问题,利用增强类函数/形函数转换（CST）参数化方法控制翼型的形状变化、拉丁超立方实验设计、计算流体力学（CFD）流场计算模块、高斯过程回归模型和遗传算法,提出了基于高可信度Reynolds average Navier-Stocks（RANS）和高斯回归模型辅助遗传算法的翼型优化设计方法。结果表明:基于高斯回归模型的翼型优化方法,可以将优化所用CFD计算次数降低一阶,从而大幅度提升优化设计效率。由标准算例超临界翼型RAE2822的降阻设计表明,在百次量级的CFD次数阻力降低43.16%,激波被削弱且升力、力矩和面积严格满足约束。由风力机翼型NACA64618的最大化升阻比优化设计表明,所设计翼型不仅在设计攻角和副设计攻角处升阻比大大增加,在整个小攻角范围内其气动性能都得到了提升,且两个主设计点,无不良阻力的产生。      

竖直圆管内超临界碳氢燃料换热恶化的直径效应

利用Fluent对超临界压力下直径对碳氢燃料换热恶化的影响进行数值研究,湍流模化采用Launder-Sharma（LS）低雷诺数模型,物性采用广义对应态法则对RP-3替代燃料计算。计算条件：系统压力为3 MPa,进口温度为573 K,热流密度为500 kW/m²,质量流量为0.001 5和0.003 0 kg/s,直径范围为1~10 mm。正常换热条件下的计算壁温和实验结果基本吻合,证明了计算方法的准确度。结果表明：强制对流下小质量流量时直径越大,换热恶化程度更高且更提前发生,换热恶化是由定压比热容处于极大值后的急剧下降区导致的,大质量流量时直径与壁温成正比,无换热恶化发生;浮升力效应仅在小质量流量下起作用,随着直径增大而加强,给出RP-3流动换热时浮升力起作用的判据和不同直径下换热恶化的边界。     

翼型低速动态测压试验洞壁干扰修正方法研究

翼型在风洞中进行非定常试验时,为了从试验中获得精确的气动数据,需要对风洞洞壁干扰进行修正。采用一组几何相似大小不同的 NACA0012 模型,在西北工业大学 NF-3 风洞中开展翼型低速动态测压试验;提出将相同无量纲动态参数下的不同尺度模型试验结果线性插值到 0 尺度求取动态试验洞壁干扰的方法,并采用风洞试验结果对动态试验洞壁干扰进行评估和修正。结果表明：本文提出的洞壁干扰修正方法符合实际需要,能够为动态试验风洞洞壁干扰修正提供参考和思路。     

锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究

翼型湍流边界层与尾缘相互作用产生的尾缘噪声是翼型自噪声的最主要分量,多年来研究者们已经在理论、数值和实验方面开展了多方面研究,但有关翼型尾缘噪声的产生机理和抑制方法仍有待深化与发展.本文利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用锯齿型翼型尾缘来控制翼型噪声的方法,重点研究了不同攻角情况下不同锯齿形对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响.实验结果表明,翼型尾缘附加锯齿是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段的远场气动噪声有比较明显的降低效果;而且,降噪效果与锯齿的齿数和齿间倒角有关.附加锯齿对翼型壁面动态载荷的影响较小,基本不影响翼型的气动性能.