Generalized Kutta–Joukowski theorem for multi-vortex and multi-airfoil flow with vortex production——A general model

By using a special momentum approach and with the help of interchange between singularity velocity and induced flow velocity, we derive in a physical way explicit force formulas for twodimensional inviscid flow involving multiple bound and free vortices, multiple airfoils, and vortex production. These force formulas hold individually for each airfoil thus allowing for force decomposition, and the contributions to forces from singularities(such as bound and image vortices,sources, and doublets) and bodies out of an airfoil are related to their induced velocities at the locations of singularities inside this airfoil. The force contribution due to vortex production is related to the vortex production rate and the distance between each pair of vortices in production, thus frameindependent. The formulas are validated against a number of standard problems. These force formulas, which generalize the classic Kutta–Joukowski theorem(for a single bound vortex) and the recent generalized Lagally theorem(for problems without a bound vortex and vortex production) to more general cases, can be used to identify or understand the roles of outside vortices and bodies on the forces of the actual body, optimize arrangement of outside vortices and bodies for force enhancement or reduction, and derive analytical force formulas once the flow field is given or known.     

使用GAO-YONG湍流方程组计算翼型分离流

采用SIMPLE方法求解GAO-YONG不可压湍流方程组, 对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟, 给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数.与实验数据以及大涡模拟结果的比较表明, GAO-YONG不可压湍流方程组能够对翼型绕流的分离点、分离涡形态、表面压力分布、升阻特性做出较好的预测, 能够模拟翼型大攻角分离流动, 计算结果优于FLU-ENT软件中的k-ε、k-ω、k-ωsst模型的计算结果.      

基于DDPG算法的变体飞行器自主变形决策

针对变体飞行器的自主变形决策问题,提出了一种基于深度确定性策略梯度(DDPG)算法的智能二维变形决策方法。以可同时变展长及后掠角的飞行器为研究对象,利用DATCOM计算气动数据,并通过分析获得变形量与气动特性之间关系;基于给定的展长和后掠角变形动力学方程,设计DDPG算法学习步骤;针对对称和不对称变形条件下的变形策略进行学习训练。仿真结果表明:所提算法可以快速收敛,变形误差保持在3%以内,训练好的神经网络提高了变体飞行器对不同飞行任务的适应性,可以在不同的飞行环境中获得最佳的飞行性能。      

利用常规风洞进行二元翼型试验的竖置全跨方法

采用竖置全跨试验方案,在CARDC(中国空气动力研究与发展中心)4米×3米风洞进行了几个二元翼型模型风洞试验。最初选用的模型是NASA GA(W)-1翼型,并作为校验模型。试验雷诺数高达4.69×100~6,攻角范围为-10～24°,试验结果相当满意。     

高升力多段翼型洞壁干扰修正

 Erisson对高升力多段翼型的洞壁干扰问题进行过理论计算。Moury和Labrujère对上述问题也进行过一些研究,可惜Moury的实验是在开闭比为20％的开孔壁风洞中进行的,而Labrujère仅给出个别情况的实验结果,且其测压点较多,计算较繁,不易实时处理。     

对称翼型近场尾流及后缘边界层流动特性的试验研究

本文简述了用热线风速仪测量“NACA 63-012”对称翼型近场尾流及后缘边界层流动特性,讨论了流场的时均特性及雷诺应力等湍流量的分布特性,提出了无因次速度分布的半经验公式、相关参数及相关曲线解析式,并得出了几点重要结论。     

高高空长航时无人机翼型优化设计研究

针对高高空长航时无人机的特点和使用要求,开展了高高空长航时无人机翼型的优化设计研究.为了提高采用遗传算法的气动优化设计的效率,将分布式计算与遗传算法相结合,形成了基于遗传算法和分布式计算的气动优化设计方法,并将该方法与基于反设计概念的工程方法相结合进行了高高空长航时无人机翼型的气动优化设计.设计实践表明,该方法是可行的,设计出的翼型是能够满足工程需要的.     

导体与非导体介质翼型的缩比模型RCS数值计算分析

应用二维电磁散射有限元算法理论考虑了几组导体和非导体介质翼型的缩比计算模型,计算出缩比模型的RCS并与1:1模型进行对比.结果显示,导体翼型的缩比模型RCS计算结果与推及的二维导体外形缩比模型测量定律完全符合;非导体翼型的缩比模型在等效阻抗增大时,按缩比测量定律计算的RCS与1:1模型间的相对误差越来越大,但在等效阻抗小于0.5时缩比定律是有效的.     

雷诺数变化对翼型边界层发展及失速特性的影响

翼型失速及其边界层发展是飞行器设计中的基础科学问题,而雷诺数变化对其影响很大。针对后缘失速翼型,采用Menter k-ω SST模型及耦合扰动放大因子输运方程的转捩模型,进行雷诺数变化对层流-湍流转捩边界层特性和失速特性的影响分析。结果表明:雷诺数增大时,对于转捩边界层,当地涡量雷诺数增大,转捩前移且分离泡减小,流动能量耗散减小,翼型整体表面剪切效应增强,动能更充沛,流动自持能力增强,压力分布可以维持较长距离的梯度抵抗分离能力增强;因此雷诺数增大使翼型失速迎角提高、升力系数增加。     

中空长航时无人机两段翼型设计和应用研究

中空长航时无人机追求高续航性能和任务多样化,故应满足高效巡航、短距起降、抗变形等多性能要求。在原始飞机单段翼型的基础上,通过控制点加分段可控二次曲线方法并结合优化算法开展两段翼型的设计优化;利用新设计的两段翼型完成对无人机机翼内侧段(襟翼段)的改进设计及其结果分析。结果表明:改进后的无人机在续航因子、起飞升力和起飞升阻比方面得到大幅提升;襟翼大角度偏转时,在保持一定升力的同时阻力增加,满足飞机着陆减速要求;此方法可以满足中空长航时无人机巡航和起降多设计点综合设计要求。