桨扇后掠降噪规律及声学机理数值研究

结合三维流场数值模拟方法和声学Ffowcs Williams-Hawkings方程声类比方法,对对转桨扇流动及声学特征进行仿真分析,研究了桨叶后掠角对对转桨扇的气动性能和气动噪声的影响规律。结果表明：对转桨扇桨叶后掠角从0°增加至40°,高速巡航状态推进效率可提高接近1.5个百分点,起飞状态推进效率提升不大;桨扇噪声大小与后排桨叶吸力面压力脉动强度有直接关系,增大桨扇桨叶后掠角可明显降低压力脉动强度,从而降低起飞状态下对转桨扇整个角向范围内的噪声大小;在噪声最大的75°角向位置,后掠角从0°增至40°声压级降低达3 dB以上。     

后掠翼身交接区流动结构及参数影响研究

在水槽中利用激光片光源及荧光素钠染色液显示方法,研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼交迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律。结果表明,除Ｒｅ数之外模型迎角、后掠角等参数对干扰区马蹄涡也不同于卡门涡的是稳定发展的三维旋涡系即背涡。讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系。     

翼梢小翼后掠角对民机气动性能影响的研究

针对某民机起飞、巡航、着陆三种典型飞行状态,通过CFD方法研究翼梢小翼后掠角变化对该机不同状态下气动性能的影响。仿真结果表明,在起飞、巡航、降落三种不同状态下,随着翼稍小翼后掠角的增大,升阻比的变化都呈现先升高后下降的趋势;同时得出在以10°为步长的计算条件下,以升阻比为考核指标,对应各飞行状态的最佳后掠角分别为30°、50°、40°。该结论对今后变体翼梢小翼的研究有一定的参考价值。     

侧滑对后掠翼飞机俯仰操纵影响的探讨

运用基础理论，对后掠翼飞机出现侧滑时的地仰状态变化进行分析。文中推导了后掠翼飞机的后掠角在有侧滑时对升力的影响，以及下洗角大小和分布的变化在水平尾翼处引起的俯仰力矩变化。通过时几种飞机的计算和分析比较，说明了后掠角在侧滑中具有提供上仰力矩的作用，从而在理论上解决了大后掠角飞机（如Ｊ—６飞机）出现侧滑时的急剧上仰现象和操纵措施问题，为在飞行中出现偏差进行修正提供了理论依据。对提高飞行员的驾驶技术和保证飞行安全有着积极的作用。     

高超声速热流计算湍流模型性能评估

采用计算流体力学方法,通过对高超声速来流下双椭球热流计算,综合分析了影响壁面热流预测精度的因素.针对工程上4种常用的湍流模型:BL(Baldwin-Lomax)模型、SA(Spalart-Allmaras)模型、k-ω模型及SST(Shear-Stress Transport)模型,评估了其在高超声速热流预测中的性能,获得了湍流模型下壁面法向网格雷诺数对热流计算的影响规律.此外,对高马赫数下不同后掠角钝舵模型进行热流计算,获得了后掠角对钝舵前缘热流峰值的影响规律.研究表明,两方程湍流模型相比一方程和零方程模型更适合高超声速气动热计算,其中SST模型对热流预测精度更高,总体性能更为优异;钝舵驻点线最大热流随后掠角增大呈非单调变化,在后掠角约为22°时热流达到峰值.      

定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法

对定后掠角密切锥乘波体（OCWRCAS）的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角,能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠角密切锥乘波体的生成方法;从前缘后掠的几何特征中提取了后掠角、激波角和前缘曲线程度等设计变量,并研究了设计变量的取值范围;以遍历设计空间的思路对两类定后掠角密切锥乘波体进行了设计分析,研究了升阻比、体积效率随设计变量的变化规律,然后在设计空间内进行了多目标寻优;最后使用计算流体力学方法对定后掠角乘波体的乘波特性和涡升力特性进行了验证。结果表明,由本文生成方法得到的定后掠角密切锥乘波体具有明显的乘波特性并且能够在较高的升阻比时保证一定的体积效率;定后掠角前缘能够在一定的迎角下在上表面产生稳定的分离涡,产生涡升力。     

一种先进超声速民机低声爆高效气动布局设计

低声爆高效气动布局设计是超声速民机研究的重点和关键技术之一。采用基于声爆最小化理论反设计方法、波系有益干扰后体设计方法、参数化近场超压信号的混合可信度反设计方法,提出了一种先进超声速民机低声爆气动布局,对每一步降低声爆的效果进行了分析并研究了该布局的全声爆毯特性;采用CFD数值求解近场声爆信号并通过Burgers方程传播到远场,研究了飞行高度、飞行马赫数等参数对该气动布局地面声爆响度的影响;采用CFD数值模拟方法研究了飞行高度、马赫数等参数对该气动布局气动特性的影响。研究表明,采用基于声爆最小化理论反设计方法降低了基准气动布局的地面声爆响度约6.54 PLdB,采用波系有益干扰后体设计方法进一步使地面声爆响度降低了约0.97 PLdB,采用参数化近场超压信号的混合可信度反设计方法使气动布局地面声爆响度进一步降低了约4.04 PLdB;合理地设计飞行高度、飞行马赫数,可以有效地降低地面声爆响度;合理地选择巡航飞行高度和巡航飞行马赫数,可以有效地提高巡航效率。研究工作对超声速民机气动布局设计具有一定的工程指导价值,对超声速民机总体气动方案设计亦具有一定的工程借鉴意义。     

复杂三维外形对桨叶动特性影响分析研究

具有前突后掠、下反的复杂三维外形桨叶先进布局是未来直升机旋翼技术发展的重要方向,准确预测与分析前突后掠带下反桨叶动力学特性是桨叶结构设计和调频优化的基础。基于Hamilton原理建立了一套计及前突后掠、下反的桨叶结构动力学模型,利用UH-60风洞试验数据验证了计算方法的有效性,针对动特性影响因素如后掠角、前突后掠角、下反角和转速等方面进行了剖析,并揭示了桨叶结构耦合效应和影响机理。研究表明,后掠角会引起挥舞扭转负耦合效应,扭转频率随后掠角增加而减小;下反角会引起摆振扭转的正耦合效应,扭转频率随下反角增加而增加;与纯后掠桨叶相比,前突后掠桨叶随着前掠角的增加,扭转频率增加并减缓后掠角导致的负耦合作用,可为后续桨叶结构优化和气动设计奠定技术基础。     

前缘后掠式栅格翼升阻特性研究

栅格翼阻力大的缺点一直是需要解决的问题,前期研究显示,栅格翼翼面后掠能有效减小超声速阶段的波阻。本文采用数值计算的方法,对栅格翼前缘不同后掠方式、后掠角度及前缘后掠贴体型栅格翼进行了分析研究,数值结果显示栅格翼前缘后掠能有效减小波阻,其中栅格格间交接点为尖点的后掠方式减阻效果更好;栅格翼前缘后掠角度对其升力特性的影响较大,主要体现于对栅格内部气流壅塞现象的改善方面;和背风面为平面的栅格翼相比较,前缘后掠贴体型栅格翼的升阻特性表现更优。     

后掠角对后掠机翼边界层稳定性及转捩的影响

后掠机翼边界层流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而机翼后掠角是引起后掠机翼边界层横流失稳的关键参数之一.以NACA0012翼型为研究对象,通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了展向无限长后掠机翼的基本流场;通过求解Orr-Sommerfeld方程得到了扰动Tollmien-Schishting波演化的中性曲线及幅值曲线,研究了后掠角对后掠机翼边界层流动稳定性的影响;最后采用eN方法进行了转捩预测.研究发现,随后掠角的增大,横流强度和扰动幅值放大指数n均先增加后减小,且后掠角在40°~50°之间横流强度达到最大值.当后掠角在50°左右时,用转捩预测eN方法计算的幅值增长指数N值最大,导致转捩发生所需的初始扰动幅值最小,转捩最易发生.