基于N-S方程串并行计算的机翼优化设计

对典型的大展弦比和中等展弦比机翼在0.7~0.9马赫数区间进行了串行和并行计算的数值校验,证实了以N-S (Navier-Stokes)方程为主控方程的串行和并行流场求解器的正确性,并讨论了并行效率和加速比.结合Powell算法,讨论了在确定的机翼平面形状和翼型的条件下,以升阻比最大为目标的三维机翼截面翼型最大厚度与扭角的优化设计.算例结果表明,厚度的非线性分布和负的扭角会改善机翼流场的流动状态,使机翼的升阻比得到提高,优化设计方法是可行的.      

大展弦比飞翼构型飞机阵风载荷减缓控制

大展弦比飞翼构型具有优越的气动和隐身特性,但由于构型原因无法配置常规操纵面,因此常规构型飞机的阵风减缓控制方法不再适用. 研究了大展弦比飞翼构型飞机新型多操纵面的典型配置方案,同时对其应用直接升力方法进行阵风减缓控制时的新的操纵及控制原理进行 了分析.采用极点配置方法设计了相应的阵风减缓控制律,并且通过有关的准则检验了该控制律的效果.最后通过计算并比较开环和闭环飞 机的频谱响应,验证了该控制律减缓飞机阵风响应的有效性.      

氢动力无人机大展弦比机翼静气弹特性分析

以氢动力超长航时无人机(UAV)为背景,针对其大展弦比轻质复合材料机翼,采用强耦合方法求解了几何非线性变形下的静气弹特性,对比了弹性机翼与刚性机翼的气动性能,并在此基础上,给出了一种刚性机翼的弹性气动力修正方法。结果表明:相比刚性机翼,弹性机翼巡航状态下的升阻比降低3.2%,滚转力矩导数和偏航力矩导数显著增大,对飞机的气动性能产生不利影响;基于刚性计算结果,对大展弦比机翼进行气动修正,是一种有效的大展弦比轻质机翼气动分析思路。     

柔性后缘可变形机翼气动特性分析

应用后缘主动变弯度技术的机翼能够改善飞行器的气动性能,其气动特性的研究对于未来可变形机翼的设计具有重要意义。以柔性后缘可连续变弯度二元机翼为研究对象,在Fluent计算平台上采用可压缩Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行气动力数值研究,从压力分布、流场结构和机翼变形方式等方面分析了可变形机翼的气动特性。数值计算结果表明,可变形机翼升力线斜率和最大升力系数与常规带简单襟翼的机翼基本一致,但失速攻角较小;在失速之前,可变形机翼具有较高的升力系数和升阻比,但同时产生较大的低头力矩。柔性后缘下偏到一定角度可以抑制后缘涡的前传,在失速后升力系数出现缓慢上升,增大了有效攻角的范围,具有较好的失速特性。      

飞机机翼摇滚低速风洞实验研究

介绍了机翼摇滚低速风洞试验技术,并对试验装置、试验方法、数据采集等进行了描述。重点讨论了一种歼击机模型在气动中心低速所4m×3m风洞进行的机翼摇滚风洞试验的典型结果。最后对形成机翼摇滚的机理进行了探讨与分析。     

非定常自由流中的翼面动态压力测量

首先讨论了用埋测压管方式进行动态压力测量的可行性,然后利用这一方法对置于非定常自由流中的60°三角翼进行了动态压力测量。结果表明,一定管长和管径的测压管可以用于低频压力脉动的测量。动态测压结果表明,在减速过程中,负压系数增大;在加速过程中,负压系数减小;不同迎角下的压力分布曲线有很大差别。这主要是由于随着来流速度的改变,前缘涡的强度和结构发生变化造成的。来流速度的脉动幅值对压力分布也有很大影响,脉动幅值越大压力分布曲线变化越大。     

双立尾和三角翼之间的气动干扰实验研究

在北航的风洞和水洞中进行了关于双立尾与三角翼组合外形的气动特性实验研究,研究了不同位置的立尾与三角翼的干扰机理。实验选取4个不同后掠角三角翼、每个三角翼设置6种立尾位置,研究这些参数对三角翼气动特性的影响。基于实验结果的分析和比较,提出了气动干扰的机理,比较了立尾的展向和弦向位置的干扰特性,以及三角翼和立尾特性间的干扰,最后给出了最优的立尾位置。     

大迎角下机翼后掠角对近耦合鸭式布局增升及流态的影响

在风洞中利用测力及油流显示技术对不同后掠三角鸭翼和不同后掠三角机翼构成的鸭式布局在大迎角时的增升及流态特征进行了研究。通过测力给出了机翼后掠角对近耦合鸭式布局升力系数增量在大迎角时的影响规律,并通过油流显示对其影响的机理进行了探讨和分析。研究表明,鸭式布局是否增升受迎角和机翼后掠角的共同影响。在研究的迎角范围内的特定迎角下,与小后掠机翼构成的鸭式布局相比大后掠机翼构成的鸭式布局具有更好的增升效果,原因在于小后掠三角翼前缘涡随迎角变化时易于破裂,鸭翼对破裂涡,特别是完全破裂涡流态有较好的改善作用。     

自由机翼气动特性的实验研究

设计了一种新型的自由机翼。与常规固定机翼和旋翼不同,自由机翼通过一根展向旋转轴固定在机身上,可在俯仰轴线上自由旋转。在飞行时,相对气流的平衡迎角保持稳定不变。即使受到如突风等外界扰动影响,自由翼也能在扰动消除后很快自动恢复到平衡迎角,避免了常规固定机翼的失速问题。通过风洞试验,对带升降副翼控制的自由翼气动特性也进行了实验研究,验证了位于自由翼后缘的升降副翼可有效地控制自由翼相对气流的平衡迎角。     

斜置机翼技术的研究与发展

介绍了斜置机翼技术的发展过程,并对国外相关研究进行了分析和整理;根据超声速机翼经典理论,说明了斜置机翼可有效减小高速飞行阻力的原因及其可变几何外形的能力;分析了斜置机翼独特的非对称布局带来的非线性高度耦合的气动特性和飞行动力学特性,并阐述了针对这些特性所需的各个方面的设计;最后对斜置机翼的应用前景进行了展望。