矢量电推进系统的气动-推进耦合模型

提出了一种适用于矢量电推进系统的气动-推进耦合模型，旨在通过结合理论模型与工程经验模型，实现对矢量电推进系统气动与推进性能的实时快速评估。为了准确描述系统的气动-推进耦合效应，首先，结合涵道推进增强系数公式与工程经验模型，建立涵道推进模型；紧接着建立了涵道气动模型，并基于推进效应影响完成了模型修正；然后，分析了涵道气流抽吸效应对机翼的影响，根据涵道是否倾转分别进行了讨论，完成了耦合推进系统的机翼增升模型的建立；最后，将所有模型统一至机体坐标系下，得到矢量电推进系统的气动-推进耦合模型，并依据CFD仿真计算进行了模型验证与分析。结果表明：所提出的气动-推进耦合模型可以准确描述涵道增推与机翼增升效应，能在极快的运算速度下保持较高精度，满足动力学系统与飞行控制系统的实时计算要求。     

北航陆士嘉实验室气动声学风洞试验研究进展

近年来,人们对飞机噪声的要求越来越严苛,适航标准对民用客机气动噪声水平提出更高的标准。首先介绍近年来在北京航空航天大学陆士嘉实验室D5气动声学风洞和D7气动声学风洞中所进行的多个典型气动噪声研究成果,其次以增升装置、起落架、腔体部件和钝体部件为研究对象,探究气动噪声产生机理和降噪技术,为提高该领域的认知和低噪声飞机机体设计提供科学依据和试验数据。     

基于Kriging代理模型的高升力构型优化设计

本文发展了一种基于Kriging模型的高升力构型优化设计方法。采用分区对接网格技术求解N-S方程以及遗传算法，在着陆构型下使多段翼型升力系数最大。为了降低计算量和计算时间，在优化过程中采用Kriging模型代替复杂的流场计算。为了提高模型的精度，采用EI方法增加新的样本点。利用该方法完成了多段翼型缝道参数和外形优化设计。结果表明，在只优化襟翼缝道和襟翼缝道与外形同时优化两种情况下，该方法使得多段翼型最大升力系数分别提高7.55%和9.48%。     

CJ828大型客机平尾气动设计及气动性能工程估算

参考波音777-200和A330-300飞机,模拟设计300座级的大飞机CJ828,对CJ828平尾进行了气动设计,确定了平尾的气动参数;建立了平尾Catia三维模型;对平尾的气动性能包括升阻力特性和俯仰力矩特性进行了工程估算.     

某大型飞机后缘襟翼气动/机构综合优化设计

大型飞机增升装置的研制不仅需要其提供足够的气动性能,也需要对噪声、舒适性等进行综合考量设计,而增升装置是提高大型飞机综合性能的重要系统,也是目前技术发展亟待研究和解决的重要问题。对于增升装置机构设计,通过设计较为简单的铰链襟翼机构来引导襟翼达到较优位置,然后选择气动性能较好的位置作为新的优化位置,求得较优机构位置。机构位置改变结合气动性能验证需要进行大量的迭代计算以及结果优化,因此以机构设计为基础,探究多目标优化计算的新方法,最终实现气动结构一体化设计目标。选用铰链式后缘襟翼为研究对象,综合考量后缘襟翼旋转与扰流板下偏联合运动对于气动性能影响,利用所研究方法,对其进行气动机构一体化设计并得出设计结果。     

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置，大迎角飞行时，前缘缝翼上表面可能出现流动分离，造成缝翼尾迹流区迅速增厚，加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用，导致各翼段环量减小、升力下降，最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题，本文基于有限体积RANS方法，研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现：前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生，抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混，减缓对襟翼流动的不利影响，显著改善增升装置失速特性；开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显，应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案，以便获取更好的气动性能收益。     

大型客机增升构型缝翼除冰状态失速特性

在防/除冰系统工作前提下翼面前缘残余积冰对全机失速特性的影响是评估系统效能是否达标的直接依据。针对中外翼区域重点防护的大型客机增升构型除冰方案，基于数值模拟方法对比分析了缝翼未结冰、未除冰、除冰状态下的失速特性。数值模拟结论表明虽然中外翼防/除冰防护区域较同类民机型号有所缩减，但仍能维持内翼始发分离流动形态、保证临界迎角附近的纵向力矩安定性、有效拓展失速边界。当前方案取消当地结冰防护的空气动力学依据是短舱外侧固有的下洗-展向流动综合效应已能充分削弱来流迎角影响，进而抑制局部结冰诱导的流动分离。研究结论可为防护区域设计优化及大型客机结冰适航取证提供理论依据。