翼梢小翼对某民机着陆构型的气动特性影响

本文针对某民机着陆构型,通过CFD方法研究了翼梢小翼对该着陆构型气动特性的影响,结果表明：加小翼后,能提高该民机着陆构型的升力系数,小迎角时抑制主翼梢部分离,阻力减小,但大迎角时使得主翼梢部分离扩大,阻力增加,且静稳定性变差。     

发动机喷流影响低速风洞试验研究

引射模拟器是一种经济方便的动力模拟试验装置,可以模拟排气影响并部分模拟进气影响,本文使用引射模拟器,研究了不同工况下翼吊发动机喷流对翼身组合体巡航、起飞、着陆等构型低速气动特性的影响。试验表明喷流对巡航构型带来升力损失,起飞构型升力影响较小,着陆构型升力增加较明显,所有构型都出现了阻力和低头力矩增量。     

阶梯式翼梢小翼的初步研究

对于大部分的运输类飞机来说,诱导阻力占到总阻力40%左右。各大航空企业都在致力于研究翼梢小翼,以减少诱导阻力,提高飞机性能。当前,空客A320NEO和波音737MAX均将采用新型的翼梢小翼。本文提出了一种全新布局的阶梯式小翼,基于翼身组合体高速构型,使用数值求解NS方程的方法,对阶梯式翼梢小翼在机翼翼尖处的安装位置、展向起始位置、根弦大小和梢根比进行参数化研究。     

叶尖小翼对轴流风机气动性能及噪声特性影响的数值研究

为了控制轴流风机叶顶泄漏流造成的气动损失和噪声,在轴流风机叶片顶部添加了融合式叶尖小翼结构,并对风机的气动性能及噪声特性进行了数值研究。采用大涡模拟结合声类比方程的数值方法,研究了叶尖小翼对轴流风机流场和声场的影响。通过对风机叶尖流场和声场进行分析,对比不同外倾角的融合式叶尖小翼周围的涡场结构以及表面声压脉动,分析了不同外倾角小翼对叶尖泄漏流的控制作用以及叶尖小翼对风机气动性能和噪声特性产生的影响。结果显示:叶尖小翼结构可以有效抑制叶尖泄漏涡以及叶尖分离涡的发展,降低轴流风机的气动噪声,提高轴流风机静压效率;使用20°外倾角的叶尖小翼,风机静压效率提高了1.1%,噪声降低了5.0dB;叶尖泄漏流造成的气动噪声主要是宽频噪声,叶尖小翼可以明显降低轴流风机的宽频噪声;通过优化叶尖小翼的外倾角可以在不损害风机气动性能的同时实现较好的降噪效果。     

翼梢小翼几何参数对机翼气动特性影响研究

以某运输机为背景,以该机机翼为基本翼,加装融合式翼梢小翼,利用面元法,以诱导阻力最小为设计原则,研究翼梢小翼各几何参数对基本翼气动特性的影响规律.利用基于雷诺平均的N-S方程对基本机翼、带融合式翼梢小翼机翼的空气动力特性及尾涡特性进行对比,揭示翼梢小翼的减阻机理,为大型运输类飞机翼梢小翼设计提供依据.     

叶尖小翼对涡轮转子性能的影响

该文采用数值模拟方法,对不同叶尖处理构型的涡轮转子流场进行数值计算,获得了平顶叶尖(模型A)、带有2 mm叶尖小翼(模型B)、3 mm叶尖小翼(模型C)的涡轮转子的间隙流动特性,以及对涡轮转子效率的影响.计算结果表明:模型B的转子性能最好,其次为模型A,最差为模型C.分析间隙涡流动特性后发现,模型C的间隙涡沿叶高方向分布区域较大,强度较强,其间隙涡区域的轴向速度最小.其次为模型A,而模型B的间隙涡强度较弱,其间隙损失最小.     

民用飞机增升装置缝道参数气动影响的试验研究

针对民用飞机增升装置初步设计阶段的起飞和着陆构型进行了缝道试验研究,比较分析了前缘缝翼、后缘襟翼偏度和位置参数对增升装置气动性能的影响,得到了前后缘缝道和偏度最佳组合参数.试验研究发现,该模型在起飞状态下,后缘偏度越小,极曲线特性越佳,且在小迎角范围内,升阻比随后缘偏度减小而降低,在迎角较大时则相反变化.对于着陆构型,前缘偏度对CLmax和失速迎角影响的趋势会随着前缘位置变化而发生改变;当后缘偏度增大时,着陆构型的升力系数和CLmax会减小,失速迎角增大.     

叶端加不同小翼对Krain离心叶轮气动性能影响的数值研究

为了控制离心压气机叶顶泄漏流,以压比为4.7的Krain低速叶轮为研究对象,将叶尖小翼技术应用到离心压气机中,采用数值模拟对其性能进行分析研究。对3组不同间隙加装不同宽度的小翼,分析了小翼在不同间隙下对于压气机性能及失速裕度的影响,以及不同宽度的小翼对于叶顶泄漏量、泄漏涡结构及轨迹的影响。结果表明:小翼结构可提升压气机的失速裕度,且小间隙下小翼结构对失速裕度的提升效果显著,其中1.0倍宽度小翼的失速裕度增加了8.73%;小翼结构可有效减少叶顶泄漏量,在叶片靠近前缘或尾缘位置加装小翼改善效果显著,泄漏量与小翼宽度成反比关系;小翼结构使得泄漏涡运行轨迹向压力面移动,形成泄漏涡的位置更加远离前缘,泄漏涡强度减弱。     

通用飞机翼尖小翼设计对飞机横航向稳定性影响研究

为了改善飞机的飞行性能,通用飞机通常会使用翼尖小翼装置,但往往会忽略它对飞机的飞行品质所产生的影响。通过对翼尖小翼产生的气动力进行计算分析,研究了翼尖小翼对横航向飞行品质的影响。研究结果表明:翼尖小翼会使荷兰滚模态振荡增加,螺旋模态稳定性增加,对飞机横航向稳定性影响较大。翼尖小翼需要针对飞机本身的气动特性进行设计。     

翼身融合水下滑翔机翼梢小翼减阻效应研究

针对翼身融合水下滑翔机,利用计算流体力学方法,获得了加装翼梢小翼前后水下滑翔机的流体动力特性.以翼梢小翼高度、前缘后掠角、外倾角为外形参数,对比得到不同翼梢小翼外形与减阻效率之间的关系.通过观察有翼梢附近的尾部流场,对翼身融合的水下滑翔机翼梢小翼的减阻原理进行了分析.不同翼梢小翼减阻效果对比表明:在速度一定的条件下,翼梢小翼会对水下滑翔机翼梢尾部流场涡的形成产生显著影响,合理的翼梢小翼能降低翼尖涡强度,抑制涡的产生,在一定攻角范围内达到减阻效果.     

现代先进翼梢小翼的气动特性分析

对于大部分的运输类飞机来说,飞机的巡航阻力在很大程度上决定了油耗,其中,诱导阻力占到总阻力40%左右,而翼梢小翼能使全机诱导阻力减小20%～35%,相当于升阻比提高7%。本文通过比较当前国际先进的四种翼梢小翼——上反式、帆板式、鲨鳍式和双羽式,基于相同的翼身组合体构型,建立统一拓扑结构的网格,通过N-S方程进行数值计算,分析其高速巡航状态的气动特性,比较它们之间减阻的区别及优劣,探索翼梢小翼的发展趋势。     

融合式翼梢小翼对飞机尾涡演化的影响

随着空中交通流量的增长，尾流间隔精细化、动态化缩减成为了民航发展的一种趋势，研究尾流演化过程也成为了民航领域关注的前沿科学问题。基于此，本文采用雷诺平均 N-S方程方法研究了B737-800飞机有无融合式翼梢小翼对飞机尾涡的演化过程影响。利用NASA动态尾流系统中APA尾涡消散模型计算了不同气象环境参数下有无小翼的尾涡环量变化。结果表明：融合式翼梢小翼可以分割翼尖涡，有效改变翼尖气流的流动特性，增大速度梯度，减小尾涡速度、尾涡能量集中程度和尾涡强度；不同大气湍流耗散率和大气层结稳定度下，小翼对尾涡强度的减小量不同。     

叶尖小翼对高亚声速扩压叶栅气动特性影响的数值研究

压气机正逐渐向着高负荷、高稳定性的方向发展.为有效控制该趋势下间隙区域内的流动损失加剧现象,可在高亚声速的扩压叶栅中加装叶尖小翼.本文对原型叶片及不同宽度的压力面与吸力面叶尖小翼叶片进行数值研究.结果表明:高亚声速下不同安装方案下的叶尖小翼均可以改善压气机的气动特性,削弱泄漏涡的强度,其中,压力面小翼对于流场的改善效果更为明显,与原型相比,PW2.0的总压损失系数降低了4.47%.     

不同倾斜角叶尖小翼水平轴风力机气动性能

为研究不同倾斜角的叶尖小翼对叶片气动性能的影响,设计了5种不同倾斜角的叶尖小翼,并采用结构化网格技术与CFD数值计算方法对比分析其气动性能。研究结果表明:与原始风力机相比,5种不同小翼对风力机输出功率及风能利用率均明显提升,最大输出功率增长16.73%,风能利用率增长4.41%;倾斜角较大的叶尖小翼能更多地增大叶片的上、下翼面压差,且翼根弯矩更小;大倾斜角小翼能明显改善叶尖绕流,打散叶尖拽拖强涡量,降低叶尖能耗损失。     

面向大型飞机流场模拟的网格需求探讨

鉴于网格量关系到大型飞机的数值仿真精度和时效性,对大型运输机低速气动力模拟中的网格问题进行了分析,即对某低速构型CFD(计算流体力学)计算的气动力特性的精确度与网格量及网格分布的相关性进行了简要分析.通过不同网格量下CFD计算结果与试验结果的比较表明:为了得到工程实用的气动力数据,翼身组合体干净构型低速计算需要的网格量的量级在580万及以上,翼身组合体着陆构型低速计算需要的网格量的量级在1 500万以上.     

鳍梢小翼对船舶减摇鳍性能的影响

为改善鳍梢周围的流动结构并提高减摇鳍的综合性能,对加装鳍梢小翼的船舶减摇鳍进行数值研究,分析了减摇鳍在攻角和水流速度一定条件下,有/无鳍梢小翼以及小翼不同安装位置对减摇鳍流场和性能的影响.研究结果表明,加装鳍梢小翼可增加减摇鳍的升力,合理的安装方式可使升力提高18.4％;相对其他位置,小翼加装在减摇鳍鳍梢上方效果更好.鳍梢小翼的加装减小了鳍梢两侧水流压差,削弱了旋涡的影响,改善了减摇鳍鳍梢周围的流场环境.     

重复使用火箭着陆缓冲的机构冲击动力学分析及实验验证

为描述运载火箭着陆引起的着陆缓冲机构横向振动, 提出一种等效模型, 将着陆引起的激励等效为冲击激励和稳态激励的叠加。采用假设模态法求解着陆缓冲机构的横向振动模态, 并考虑轴向力与横向振动的耦合, 进一步通过模态叠加法求解振动响应, 得到由着陆冲击引起的着陆缓冲机构横向振动的半解析解。基于真实产品进行的垂直着陆冲击实验结果表明, 该模型可较精确地描述着陆缓冲机构横向振动的响应和最大弯矩。基于该模型, 分析着陆缓冲机构的构型参数和材料强度对着陆缓冲机构的影响, 研究结果可为实际工程相关着陆缓冲机构的参数设计提供指导。     

平尾偏转对飞机着陆滑跑性能的影响

为了考察平尾偏转角度对飞机着陆滑跑性能的影响,通过计算流体力学进行气动数据储备,利用多体动力学建模方法,建立了能够反映飞机气动特性随迎角和平尾偏角变化而变化的飞机着陆滑跑动力学模型,在不同的飞机平尾偏转工况下进行了着陆滑跑仿真计算。经过验证,该动力学模型能够较好地反映飞机着陆滑跑时不同平尾偏转角度下动力学特性,仿真结果表明平尾前缘下偏（拉杆）能够有效缩短着陆滑跑距离。     

凹槽状小翼对涡轮动叶叶顶气动和传热性能的影响

针对叶顶间隙的高速泄漏流及复杂的流动问题,采用数值求解三维RANS方程和k-ω湍流模型方法,研究了凹槽状小翼结构对涡轮级动叶叶顶传热特性和气动性能的影响。数值获得的叶顶表面传热系数分布和实验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠性。对比分析了叶顶压力侧、叶顶吸力侧和叶顶两侧凹槽状小翼结构与无小翼凹槽状叶顶的气动传热性能,研究结果表明,相比于无小翼凹槽状叶顶结构:叶顶压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的叶顶表面平均传热系数分别降低了12.2%、17.1%和19.8%,叶顶两侧凹槽状小翼结构最大程度降低了凹槽状叶顶间隙的泄漏流量,减弱了压力侧角涡和刮削涡,进而降低了凹槽状叶顶的传热系数;压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的动叶总压损失系数分别增加了8.5%、降低了8.5%和降低了2.5%。吸力侧凹槽状小翼结构能有效降低凹槽状叶顶的传热系数,并且减少气动损失,具有最佳的气热性能。     

前缘网格分布对超临界机翼气动特性的影响研究

生成合理的计算网格是保证数值模拟精度和准确度的前提条件。超临界机翼前缘半径较大且流场变化剧烈,机翼前缘的网格分布对超临界机翼的低速气动特性的数值模拟有重要影响。通过对同一构型不同机翼前缘网格分布进行数值模拟,研究了前缘网格密度对超临界机翼失速攻角、最大升力系数和分离形态的影响。结果表明,随着机翼前缘网格密度的提高,该构型的失速攻角、最大升力系数都有显著的提高;机翼的分离形态发生本质变化,由外翼先分离变为内翼先分离。