跨声速风洞翼型动态失速实验系统研制

为满足旋翼设计的需要,研制了增压连续式跨声速风洞二元试验段翼型动态失速实验系统。开发了相应的测控系统,设计并安装了机械驱动机构,建立了数据采集及其后处理系统。动态试验测控系统的测量部分与控制部分相互独立,且与风洞主控系统、安全联锁系统等互不影响,可单独工作,安全性高,抗干扰性能好。机械系统设计合理,运动轨迹精确,该机构以平均迎角0°振幅10°,振荡频率2Hz运行时,最大迎角误差为±0.809°,平均迎角误差为0.255°,振幅均方根误差为0.325°,满足翼型动态失速实验的要求。数据采集采用多路并行A/D,其同步性能好,避免相差。在风洞实验系统联调中使用了NACA0012翼型模型,通过在翼型表面安装动态压力传感器,测量Ma=0.3,平均迎角为10°, 振幅为5°,减缩频率分别为0.05,0.03和0.01下,翼型表面脉动压力。其结果表明,实验系统在大动压,不同频率下,运行稳定,数据合理可靠,实现了设计要求。     

二维弹性翼型动态失速响应紧耦合模型建立

根据经典气动弹性响应模型和刚性动态失速模型,推导公式,建立了二维弹性翼型动态失速下气弹响应的紧耦合模型。计算模型为典型动态失速风洞模型,应用最小二乘法拟合实验气动力得到了气动力模型。应用此气动力模型进行气动弹性响应紧耦合计算,结果表明,同样的条件下,弹性模型比刚性模型的动态失速现象会更明显,实际飞行攻角及升力的变化范围可能增大,弹性影响不可忽视。     

等离子体协同射流翼型控制参数设计与机理探索

通过风洞实验和数值模拟方法研究了相关几何参数对等离子体协同射流翼型绕流特性与气动力特性的影响，并对流动控制机制进行了阐述。设计了不同高度的腔道，研究了等离子体激励下腔道出口的流量与射流速度的变化规律，最终选取4 mm腔道高度为最优参数， 设计了以NACA0025为基准翼型的等离子体协同射流翼型。通过数值模拟研究了等离子体协同射流翼型的升/阻力特性，并对比了前缘吹气与协同射流控制的不同控制效果。研究结果表明，Re=68 000、峰-峰值电压13 kV、载波频率8 kHz条件下，相对基准翼型，等离子体协同射流翼型将失速迎角从8°提高到了14°，最大升力系数增加了181%。等离子体协同射流翼型的阻力随迎角增大持续减小，在10°迎角之前其阻力大于基准翼型，随后小于基准翼型，升阻比呈现出与阻力相同的变化特性，10°迎角之后全面优于基准翼型。原因是后缘腔道处在较小迎角下产生了正阻力，而随着迎角的增大，其当地阻力变为负值。对比前缘吹气和协同射流控制，翼型失速迎角分别为12°和16°，这是因为协同射流翼型通过前缘吹气效应可以在当地集中注入动量，其后缘吸气可以减小低能量的分离区域，形成较大的环量增量。     

失速翼型气动性能及噪声特性计算

基于计算流体力学、数值研究风力机叶片翼型失速条件下的流动转变。目前大多数CFD商业软件采用的湍流模型假设翼型表面边界层完全湍流,而实际上存在流动状态由层流到湍流过渡;因此导致了数值研究结果与实验偏差较大。为预测不可压缩流动下翼型表面层流到湍流的过渡,采用K-w SST模型分析NACA0063翼型失速流动过渡行为,并与S-A湍流模型计算结果和风洞实验数据比对。为评价翼型气动噪声水平,同时对翼型自身噪声进行计算和研究。     

跨声速风洞翼型动态失速试验系统研制

为满足旋翼设计的需要,研制了增压连续式跨声速风洞二元试验段翼型动态失速试验系统。开发了相应的测控系统,设计并安装了机械驱动机构,建立了数据采集及其后处理系统。动态试验测控系统的测量部分与控制部分相互独立,且与风洞主控系统、安全联锁系统等互不影响,可单独工作,安全性高,抗干扰性能好。机械系统设计合理,运动轨迹精确,该机构以平均迎角0°、振幅10°、振荡频率2 Hz运行时,最大迎角误差为±0. 809°,平均迎角误差为0. 255°,振幅均方根误差为0. 325°,满足翼型动态失速实验的要求。数据采集采用多路并行A/D,其同步性能好,避免相差。在风洞试验系统联调中使用了NACA0012翼型模型,通过在翼型表面安装动态压力传感器,测量Ma=0. 3,平均迎角为10°,振幅为5°,减缩频率分别为0. 05、0. 03和0. 01下,翼型表面脉动压力。其结果表明,实验系统在大动压、不同频率下,运行稳定,数据合理可靠,实现了设计要求。     

低雷诺数下小展弦比机翼绕流的实验研究

应用粒子图像速度场仪（PIV）和烟线两种流动显示技术,测量低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流场.风洞实验结果表明,弦长雷诺数为1.8×10⁴,机翼处于5.0°攻角时,展向中间截面出现了层流分离,翼型后缘产生“驻留涡”.随着机翼攻角的增大,分离涡向翼型前缘迁移.当攻角增大至12.5°时,分离涡覆盖整个翼型上表面,翼型完全失速.此外,2种流动显示技术在同一工况下得到的实验结果较一致.将2种流动显示技术相结合,丰富了流场信息,能够更好地反映低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流动现象.     

车载气动实验系统对机翼气动特性影响数值模拟

为了研究了机翼安装位置对翼型气动特性的影响,建立了一个基于N-S方程的机翼气动特性数值模拟方法,机翼模型剖面为NACA0012,展弦比4。首先通过计算结果与标准模型实验结果对比,验证了三维网格和计算方法的可靠性与适用性,进一步针对车载系统的关键设计参数开展了数值分析。结果表明：车顶流场相较于风洞流场,流场中的速度矢量不完全平行于前进方向,使得不同翼型安装位置处的气动力差别较大;鉴于近车顶效应对模型气动特性有较大影响,对车载试验测量结果带来不可忽视的误差,有必要采用控制实验位置的预处理手段对其进行消除或减弱。     

中等尺寸翼型风洞侧壁干扰的数值模拟研究

采用有限体积法求解三维雷诺平均Navior-Stokes方程对中等尺寸翼型风洞侧壁的影响进行数值模拟。着重研究了不同马赫数及迎角下,使翼型中心对称面的流动状态与相同来流条件下的二维无干扰流动状态相吻合所需要的最小展弦比。结果表明,随着马赫数及迎角的增加,所需要的最小展弦比均有所增加。尤其是有激波存在时,需要比较大的展弦比,才能使激波位置与无干扰结果一致。     

基于动网格技术的机翼动态失速仿真分析

为了研究机翼动态失速的演化机理,通过数学方程模拟动态失速状态下机翼摆动情况,对机翼表面涡量的变化规律进行了分析.首先基于动网格技术,结合机翼运动方程,模拟动态失速演化过程,利用Thin-cut技术生成机翼及其对应翼型的计算网格;然后将剪切应力传输(shear stress transfer,SST) k-ω模型与纳维尔-斯托克(Navier-Stokes,N-S)方程结合为封闭方程组用于翼型进行数值计算,并对计算模型进行了可行性分析;最后利用翼型计算时采用的方法对机翼动态失速过程进行数值求解.研究结果表明:在整个动态失速演化过程中,机翼动态失速气动力性能较翼型更为复杂,不同截面处具有不同的动态失速临界迎角,且存在着不同性质的涡旋变化.研究结果可为大迎角飞行安全训练提供支持.     

前掠翼与后掠翼布局流动机理的数值研究

采用三维N-S控制方程和标准k-ε模型,计算了前掠翼和后掠翼模型的气动特性,比较了各自的优势和不足,并通过流场显示分析了其流动机理。研究结果表明:小迎角下后掠翼的升力系数较高,大迎角下前掠翼的失速性能较好,其根源是展向速度的方向相反。后掠翼过早的翼尖失速是导致失速迎角较小的原因。而前掠翼之所以具有良好的大迎角性能,是由于其机翼根侧缘涡和翼尖前缘涡相互作用,对机翼产生上吸力,带来涡升力并且增强了对机翼表面流动的控制能力。前掠翼的流动机理可为先进飞机布局的设计提供理论依据。     

二维翼大迎角绕流湍流模型及涡控制的数值研究 稹⑸缁岜U匣稹⒈O展镜取8没鹂梢怨⑿姓?,向公众、机构投资者、企业、证券基金、保险公司等进一步筹措资金 ,也可通过担保基金担保向银行贷款。总之

通过数值求解雷诺平均N S方程 ,研究了二维翼型的大迎角粘性绕流 ,并分析了翼型的近场旋涡分离流动特性 .基于流动机理分析 ,文中进一步开展了二维非定常“质量引射”的数值分析 ,旨在对流场进行控制 ,探讨提高翼型升力的有效途径 .同时还比较了两种典型湍流模型 (BL模型和JK模型 )对这类复杂流动计算结果的影响 .     

高层建筑表面风压的数值风洞模拟研究

与风洞试验相比,数值风洞具有成本低、周期短、适用广泛等诸多优点,然而由于缺乏足够的研究与验证工作,其精度及可靠性还没有被广泛接受。应用CFD方法建立两个典型高层建筑的数值风洞模型,进行建筑表面风压的模拟与验证,计算结果表明,数值风洞可以很好的反应建筑风压的分布规律,除背风面等少数区域,风压模拟结果具有较好的精度,具有很好的参考价值。     

并行进化算法及其在航空工程优化问题中的应用

提出了用于加速气动力形状优化过程的分级型Nash基因算法．分级型算法可以看作是并行基因算法的特例，后者使用了互相联系但独立进化的子群的概念．本文在并行基因算法中引入多层分级拓扑结构以提高算法的收敛性．这种拓扑结构混合使用不同精度的模型，低精度模型用于探索搜索空间，高精度模型用于对准优解进行提纯．将此方法与Nash博弈相结合，构造了多目标优化算法，并应用于气动力优化问题．针对喷管反设计问题与多段翼型高升力优化问题，在计算机集群并行环境下进行了计算，结果表明本文的算法具有较高的加速收敛特性．     

基于二维非结构网格的全隐式,迎风格式欧拉方程研究

对二维非结构网格进行了网格重构,使用格点格式有限体积法离散流场方程,采用Roe矢通量分裂方法计算通量,时间推进采用Lu-SGS方法.通过对NACA0012翼型和RAE2822翼型的流场模拟,验证了本算法的可行性和高效性.     

基于模拟退火算法的垂直轴风机翼型优化设计

为了实现智能优化垂直轴风机翼型的气动特性,提高垂直轴风机的功率系数,通过模拟退火算法作为寻优方法,用气动性能计算工具XFOIL与MATLAB程序下的失速修正模型相结合用来计算翼型优化前后的气动特性;通过CST(class/shape function transformation)翼型建模法构建控制翼型曲线的翼型数学模型,选取翼型的控制参数为设计变量,翼型最大相对厚度以及最大相对厚度所处位置为约束条件,以翼型的最大升阻比为目标函数,建立翼型智能优化算法,并完成了对NACA0018翼型的优化设计.结果表明:优化后翼型的气动性能得到提高;最大升力系数提高了2％,升阻比的峰值提高了5.22％,最大切向力系数提高了6.77％.可见优化后翼型的失速性能得到了有效改善.     

基于涡面元法的风力机叶片翼型优化设计

 针对风力机翼型反设计问题,通过求解由涡量表达的面元流函数方程,直接得到面元节点速度;通过计算沿流线的伯努利方程获得面元的压力系数,进而求得升力系数和力矩系数。应用所述涡面元法以NACA2412 为初始翼型,以NACA4412 压力系数为目标值,获得满足目标压力系数的新翼型。根据新翼型对一小型风力机进行优化设计。计算表明基于涡面元法的翼型反设计有较高精度,较广适应性。通过凸函数表达翼型几何参数,能满足不同初始翼型的优化设计及风力机叶片的设计要求。     

高速航空螺旋桨翼型气动特性及数值仿真

为了提升高速航空螺旋桨的气动性能,通过计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法研究了平凸翼型NACA4412、超临界翼型RAE2822和高雷诺数薄翼型NACA65206在不同马赫数、不同攻角下的升阻比变化规律,以及翼型流场的马赫数等值线分布等。通过翼型的升阻比特性研究,选用NACA65206翼型设计了一款高速航空螺旋桨,并进行了螺旋桨流场的CFD仿真和气动性能计算。结果表明：随着马赫数从0.5提高到0.9,NACA65206翼型具有更好的升阻比特性,并且失速特性不断改善;采用NACA65206翼型设计的螺旋桨在0.6飞行马赫数下,推进效率高于80%,在0.7飞行马赫数下,推进效率高于75%,说明了使用薄翼型结合大后掠角度设计的高速航空螺旋桨具有较好的推进效率。     

前缘辅助小翼对风力机翼型气动性能的影响

基于SST k-ω模型,分析了前缘添加辅助小翼后,在2°～22°攻角下对主翼S809翼型的气动特性的影响.结果表明,在小攻角2°～6°下,主翼的升力减小,阻力增加,但当攻角达到8°时,前缘辅助小翼使得主翼升力增加,阻力减小,升阻比增大.通过分析主翼在10°、14°、18°和22°大攻角下的流动分离规律和增升机理,表明前...     

机翼防/除冰技术研究进展

 在复杂的气象条件下飞机机翼容易出现结冰现象,结冰会导致机翼的气动布局改变,恶化飞机的气动特性与飞行性能,影响飞行安全,因此开展飞机机翼的防/除冰技术研究意义重大。介绍了机翼结冰的主要部位、典型冰形及其危害,采用FLUENT软件计算分析了2 种典型翼型NACA23012 和NACA0012 结冰前后的气动特性变化,总结了机翼结冰对飞机气动特性的影响规律,阐述了机翼防/除冰技术的原理、优缺点及近年的研究进展,分析了机翼防/除冰技术未来的发展方向。     

翼型试验阻力测量方法的数值计算研究

分析提出翼型风洞试验时通过翼型尾迹流场信息积分计算阻力的新计算方法,利用数值模拟方法计算多段翼型的流场信息,并以此为基础对传统的尾迹积分计算翼型阻力方法和提出的新方法进行数值比较分析以研究新方法的可行性和准确度.结果表明,在高升力构型(如多段翼型)试验时,相比传统的方法,新提出的方法能得到更准确的阻力值.