横列式双旋翼直升机旋翼对机翼的干扰分析

针对横列式双旋翼直升机旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了旋翼对机翼的干扰计算模型。该模型首先基于万向铰旋翼建立了挥舞运动方程,以得到桨叶挥舞角,然后对桨叶采用非定常Beddoes翼型模型计算气动力和力矩,以考虑桨叶大负扭转带来的失速影响,接着引入动力人流模型获得旋翼处的诱导速度。最后运用经典方法,以XV-15倾转旋翼机为算例,计算了配平状态下旋翼对机翼的向下载荷,并与GTRS模型数据进行了对比,验证了计算模型的合理性。     

基于粗糙集理论的翼型参数优选方法研究

在设计机翼时,通常需要进行多目标决策,而教练机机翼翼型选取的先验经验不足,需要进一步研究,从而得出翼型的选择规则.分析国内外已有教练机机翼翼型使用情况,运用粗糙集理论中基于重要度和条件信息熵结合的权重确定方法,提出在机翼方案设计阶段翼型的选择方法;对比分析三种分段方法在翼型性能指标离散化时的优缺点及其原因,并结合算例进行适用性验证.结果表明:在有限数据条件下,两断点方法是比较合适的属性离散化方法.所提出的方法具有使用价值,对飞机设计方案阶段翼型的选择以及机翼的气动设计具有参考意义.     

新型桨尖抑制旋翼跨声速特性的影响分析

为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速特性方面的作用,开展了多种桨尖对旋翼局部流动及气动特性影响的数值分析研究.发展了基于高效嵌套网格方法的旋翼流场高精度CFD求解方法.在此基础上,详细分析了桨尖外形对旋翼桨叶跨声速区域激波强度、激波诱导气流分离、桨尖涡尾迹及气动性能的影响.数值结果表明:桨尖的后掠和上反在缓解旋翼跨声速特性方面的作用相对较小;桨尖前掠和下反能更有效地减少桨尖外端跨声速区域,降低该位置激波强度并缓解激波-附面层干扰诱导的气流分离;后掠桨尖在减小旋翼反扭矩方面的整体效果良好,直线前掠桨尖在大桨盘拉力状态能够更有效降低旋翼扭矩(直线前掠30°时,扭矩降低达12.3%),桨尖下反可以有效抑制桨尖涡强度(抛物下反30°时,桨尖涡强度降低50%),并加快桨尖涡尾迹的耗散.      

新型人工转捩技术及风洞试验验证

给出了一种新型分布型人工转捩粗糙元设计技术,该技术解决了传统人工转捩方法在跨声速风洞试验中存在的效率低、可靠性和重复性差等问题。通过理论研究确定了该转捩技术的形式,包括粗糙元形状、高度和排列方式等技术参数以及针对不同模型的设计方案;同时对翼型模型(NACA0012)和全机模型(GBM-01或AGARD-B标模)在不同马赫数和迎角下分别进行了测压和测力风洞试验,借助升华法,对人工转捩技术的边界层转捩效果进行了验证研究。结果表明:在不同模型上使用不同的设计方案,该转捩技术可以得到可靠的固定转捩效果,并获得具有大气飞行中高雷诺数特点的气动力结果。     

Effect of flexibility on unsteady aerodynamics forces of a purely plunging airfoil

Introducing flexibility into the design of a vertically flapping wing is an effective way to enhance its aerodynamic performance. As less previous studies on the aerodynamics of vertically flapping flexible wings focused on the lift generated in a wide range of angle of attack·a 2D numerical simulation of a purely plunging flexible airfoil is employed using a loose fluid–structure interaction method. The aerodynamics of a fully flexible airfoil are firstly studied with the flexibility and angle of attack. To verify whether an airfoil could get aerodynamic benefit from the change in structure, partially flexible airfoil with rigid leading edge and flexible trailing edge were further considered. Results show that flexibility could always reduce airfoil drag while lift and lift efficiency both peak at moderate flexibility. When freestream velocity is constant, lift is maximized at a high angle of attack about 40° while this optimal angle of attack reduces to 15° in drag-balanced status. The airfoil drag reduction, lift augmentation as well as efficiency enhancement mainly attribute to the passive pitching other than the camber deformation. Partially deformed airfoil with the longest length of moderate flexible trailing edge can achieve the highest lift. This study may provide some guidance in the wing design of Micro Air Vehicle (MAV).     

边界层吸入对方转圆进气道、风扇耦合影响

针对方转圆S弯进气道及风扇部件吸入进口边界层的影响问题,采用定常与非定常CFD数值模拟方法模拟并分析了进口吸入不同高度边界层时进气道、风扇部件的总体特性和流场特征,数值结果表明:随着进口边界层吸入厚度增加,进气道出口稳态周向总压畸变指数增大,风扇进口畸变区总压亏损增加、流量系数降低、相对气流角增大。但畸变区范围没有明显增加,进气道和风扇总体性能受进口边界层增厚影响不明显。受风扇增压作用影响,出口气流参数沿周向的畸变度得到有效削弱。     

基于深度学习的翼型反设计方法

建立了一种基于深度学习的翼型反设计方法,将翼型曲线及其对应的压力分布图像作为训练学习对象,建立其内在联系的模型,实现通过卷积神经网络提取压力分布图像的特征,计算获得翼型曲线。该方法直接将压力分布图像作为模型输入,更加直观简洁,同时避免了传统方法中耗时的数值计算过程。模型测试中,6 000组压力分布图像和翼型曲线用于模型训练,另外561组用于模型验证,验证耗时仅67 s,预测的翼型曲线与CFD计算结果的平均相对误差为055%。对比实验中,通过对压力分布曲线添加噪声、改变输出层尺寸等方式,进一步验证和分析了预测模型性能。结果表明该翼型反设计方法具有较高预测精度和较强鲁棒性,能在保证精度的情况下降低计算时间,提高设计效率。     

Rotor airfoil aerodynamic design method and wind tunnel test verification

Well-designed airfoil is very important for high-performance rotor. This paper developed an efficient multi-objective and multi-constraint optimization design system for rotor airfoils based on RANS analysis, and verified the performance of the optimized airfoil. Using CRA09-A as the baseline rotor airfoil, the CRA09-B optimized rotor airfoil was designed successfully. Combined with the foundation of high-precision rotor airfoil stationary test technology, the CRA09-B and CRA09-A rotor airfoils were tested in the S3MA high-speed wind tunnel of ONERA. In order to correct the aerodynamic data, a single parameter linear wall pressure method is used to consider the tunnel effects. The results indicate that multi-objective and multi-constraint optimization design method developed in this study is reliable, and that CRA09-B optimized airfoil provides better stationary performance than CRA09-A airfoil in terms of maximum lift coefficient and lift-to-drag ratio.     

大迎角振动三角翼跨声速粘性绕流数值分析

本文通过数值求解三维可压缩雷诺平均ＮＳ方程，研究发析了振动三角翼的三维复杂非定常流场，其中对流场项计算格式的空间离散在平行物物理面方向与物面法线方向的空间导数分别采用二阶ＮＮＤ格式和由ＮＮＤ格式高阶插值而得到的三阶迎风格式，时间推进为隐式ＬＵ分解方法，并使用了修正的代数ＢＬ湍流模型模拟高雷诺数的湍流流动。     

跨声速压气机轴承腔封严泄漏影响机理

目前，针对跨声速压气机轴承腔封严泄漏的相关分析尚不充分，泄漏流与主流相互作用的形式尚存在争议。为解决该 问题，基于某跨声速压气机与轴承泄漏腔模型，采用3维N-S方程组及k-ω湍流模型，边界条件与试验环境保持一致，对变工况下 轴承腔封严泄漏流发展特性及其对压气机性能的影响机理进行了研究，重点分析了一种显著影响压气机主流稳定性的掺混涡结 构。结果表明：当封严篦齿泄漏流进入右封严腔时，空腔效应会在篦齿出口区诱发大尺度回流涡，从而对齿端间隙泄漏流起到阻 碍作用；当泄漏流量由0.72%进口流量增大至1.9%进口流量时，转子通道激波由约55%弦长位置移动至65%弦长位置。轴承腔 泄漏流对压气机转子性能的不利影响主要在于转子通道激波后移以及2股掺混涡的产生。