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。     

某型螺旋桨滑流对机翼气动性能影响的数值研究

对某型飞机螺旋桨与机翼巡航构型下的干扰流场进行了非定常流数值模拟,螺旋桨采用四叶桨,螺旋桨直径4.5m,机翼半展长19.32m,飞行速度540km/h,螺旋桨转速1075r/min,前进比λ为1.86.螺旋桨区域采用滑移网格技术,全场网格数为1000万.数值分析了不同迎角下螺旋桨滑流对机翼气动性能的影响规律,结果表明:(1)螺旋桨受到其后机翼的阻塞效应而使拉力改变;(2)在不同迎角下,螺旋桨滑流对机翼的影响规律不同,在较小迎角下机翼的增升效果不明显,但在较大迎角下机翼增升效果明显;(3)不同迎角下,螺旋桨滑流会增加机翼阻力.     

螺旋桨滑流对机翼气动特性影响数值模拟方法研究

主要工作是螺旋桨滑流对机翼气动特性影响的非定常流体力学计算方法研究。几何模型借鉴国外某太阳能无人机,建立单螺旋桨计算模型,采用两叶螺旋桨。用ICEM网格软件生成具有两个计算域的高质量非结构数值计算网格,应用多参考系和滑移网格边界条件,对模型在低速情况下进行数值模拟。分析螺旋桨滑流的发展和机翼在滑流作用下的非定常气动特性,对比分析螺旋桨不同转速下滑流对机翼影响大小,计算结果表明本文采用的数值模拟方法能有效地应用于机翼在螺旋桨滑流作用下的流场求解,可以为工程应用提供重要的参考。     

基于CFD技术的螺旋桨非定常流场数值模拟

针对单独螺旋桨模型,基于动态结构网格搭接技术,采用CFD方法对其非定常流场进行了数值模拟。首先针对全部外形生成多块点搭接和面搭接两套计算网格,通过分析两套网格的计算结果,验证动态网格搭接技术的可行性和正确性,得出螺旋桨性能参数随转速的变化规律;在此基础上分析了雷诺平均NS(RANS)方程和Euler方程的数值模拟结果;最后研究了攻角对单独螺旋桨性能参数的影响。研究结果表明：动态网格搭接技术能够很好地模拟非定常螺旋桨的性能参数;螺旋桨的拉力系数和功率系数都随着转速的增加而增大;对螺旋桨非定常流场进行数值模拟时,采用Euler方程就能够满足工程精度的需求;攻角0度时单片桨叶的拉力系数和转矩系数都是恒值,而在攻角10度时却都呈现出周期性的正弦曲线。     

非平直面二维地效翼性能时域计算

基于格林定理在时域中推导了适用于任意地形的二维机翼地效翼性能的计算方法.静止坐标系上,在所有边界布置兰金源和偶极子,对满足物面边界条件和尾涡面库塔条件的积分方程进行数值离散.翼表面网格坐标和尾涡面上的偶极强度随时间步进变化.将平直地面下NACA0012翼型升力系数随攻角变化的时域计算结果与已发表的试验数据进行比较,结果表明本文时域计算地效翼问题可行.最后讨论了地形变化对机翼升力的影响,进而非直平面二维地效翼性能计算可发展为自由面上的地效翼性能计算.     

可变展长机翼非定常气动特性数值研究

为探索可变展长机翼变形过程中的非定常气动特性及其机理,以ONERA M6机翼为模型,利用动网格技术对其进行了非定常气动特性研究.研究表明:在机翼连续变展长过程中,非定常气动特性曲线以滞回环的形式围绕着相应的准定常曲线;变形周期、攻角和来流马赫数对滞回环有一定影响,但与准定常气动特性相比,单纯的展长变化引起的非定常气动效应并不明显;在一定的计算条件下,非定常升力系数偏离其相应的准定常升力系数的最大值不足2%;可变展长机翼非定常气动特性产生的主要原因在于流场结构迟滞.同时,由于流场结构迟滞效应比较微弱,可变展长机翼的非定常气动特性不显著.      

新型缝翼对机翼气动性能影响的实验研究

随着经济的发展,飞行运动渐渐成为人们所喜爱的体育项目之一,低速二维机翼是轻型运动飞机产生升力的主要部件。二维机翼W-1是一款经典的轻型飞机机翼。二维缝翼S-1是一款根据仿生原理设计的增升装置,用来延迟在低雷诺数和大攻角条件下二维机翼W-1上表面的流动分离。通过一系列的风洞试验,来验证缝翼S-1对二维机翼W-1的边界层分离和升力的影响。试验结果表明:在低雷诺数条件下,缝翼S-1的使用对二维机翼W-1的边界层分离有明显的抑制作用,二维机翼W-1的失速攻角延迟了3.5°,最大升力系数增加了30.5%。     

基于动网格方法的拍动平板升力分析

针对微型飞行器,采用动网格方法计算了旋转超前、同步、滞后3种拍动模式下的平板升力性能.通过比较分析二维、三维拍动平板的升力性能以及尾涡分布变化,探讨了拍动平板升力性能与其运动规律的关系.计算表明：旋转同步和超前模式下的平板升力系数明显高于旋转滞后模式下的平板升力系数;二维、三维平板升力系数均随角振幅的增大而减小,随相位差的增大而增大,拍动振幅的影响相对较小;角振幅较大时,旋转超前模式中三维平板升力系数均明显高于二维平板升力系数,旋转同步模式中二维、三维平板升力系数变化不明显,旋转滞后模式中仅当小角振幅且小平移振幅时,三维平板升力系数增加较大.     

DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算

采用美国航空航天学会阻力测试小组提供的多块对接网格,结合Spalart-Allmaras、Wilcox’sk-ω和Menter’s k-ω SST三种湍流模型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程、数值模拟DLR-F6翼身组合体的流场来研究阻力计算精度,考查网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响.结果表明:三种湍流模型得到的机翼表面压力系数分布与实验数据吻合良好,气动力随攻角的变化趋势与实验结果一致;Spalart-Allmaras模型得到了网格收敛结果,所得阻力优于其他软件的结果;网格密度对阻力有影响,对机翼表面压力系数分布无明显影响;湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对升力影响较小,对阻力(尤其是摩擦阻力)影响显著,对翼根处的流动分离有一定影响;在跨声速流动中,Menter’s k-ω SST模型的结果最接近实验数据.     

基于通用型线和网格重构的风力机翼型设计

现有翼型表达大都基于控制点和初始成熟翼型,设计空间小因而不利于选出高性能翼型.基于Joukowski保角变换通用翼型形线表征形式,编程集成ICEM和FLUENT完成翼型生成、大变形网格重构、边界条件生成和流场解算,采用改进遗传算法进行高升阻比风力机翼型多学科联合设计.结果表明本平台设计的翼型在设计、非设计工况下以及主要攻角范围内有较高升力系数和升阻比.该型线集成表达和流场计算多学科设计方法,也为类似气动优化设计提供参考.     

螺旋桨飞机滑流对全机气动特性影响的试验研究

为准确分析螺旋桨飞机有动力状态下的飞行性能和操纵品质,需要得到螺旋桨动力系统,特别是滑流对全机气动特性的影响量。采用一种"小天平+主天平"的多天平测量技术,可以分别测量得到螺旋桨的直接力和全机的气动力数据,进而得到比较准确的纯滑流对全机气动特性的影响量。通过螺旋桨飞机的带动力测力风洞试验研究表明:滑流会引起全机的升力系数、阻力系数,以及俯仰力矩系数相比无动力状态有所增加,升力系数和阻力系数增量随迎角大致呈二次曲线规律递增,俯仰力矩系数增量变化趋势与飞机所在迎角关系较大。滑流对横航向气动特性影响是降低了全机横向力导数以及横、航向静稳定性,并可能引起零侧滑下的全机的不对称横、航向力矩产生。     

径向载荷分布对螺旋桨气动性能影响的计算研究

通常认为螺旋桨叶片的径向载荷分布对于螺旋桨的气动效率有较大影响,但是,通过对比三种典型径向载荷分布螺旋桨的气动性能,本文发现：只要合理选择翼型及工作迎角,载荷分布的不同不太影响螺旋桨的效率。本文采用求解三维N-S方程确定桨叶各叶素的气动性能并根据设定的载荷分布进行剖面迎角调整的方法研究。本文的研究结果表明：如果采用本文的调整方法,在螺旋桨设计中不必重点研究载荷分布的问题。     

多控制面对鸭翼-前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响

针对机翼前、后缘控制面对鸭翼 前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响,通过CFD/CSD松耦合计算方法求解三维不定常N-S方程和线弹性静力学方程,得到了前、后缘控制面单独偏转和协同偏转状态下弹性前掠翼的气动特性和弹性特性。研究结果表明：弹性机翼相比于刚性机翼有更好的升力特性和大迎角失速特性;控制面偏转方式的变化也会对气动特性和弹性特性产生影响,当控制面单独偏转时,前缘控制面下偏和后缘控制面下偏均能增大弹性机翼的升力系数,最大升力系数增量分别为2.60%和8.69%;当控制面协同偏转时,同向偏转时的升力增幅比单独偏转时更大,最大升力增量为11.96%,反向偏转的升阻比特性较好,并可在小迎角范围内降低弹性变形和扭转。     

行人对人行桥三分力系数的影响

以风洞试验方法为主、计算流体力学(CFD)方法为辅,研究不同角度风嘴入流、行人密度和行人横向排列位置条件下的人行桥主梁断面三分力系数的变化规律.结果表明:桥上行人的存在会改变截面周围气流的流态,从而对桥梁断面的静力三分力系数产生显著影响;风攻角在-12°~12°范围内,阻力系数均呈现先增加后减小趋势,负风攻角范围内行人密度是阻力系数变化的主导因素,而正风攻角范围内阻力系数变化受风攻角主导;当风攻角由-12°变化到12°时,小风嘴入流状态下的升力系数和扭矩系数整体逐渐减小,而大风嘴入流状态下的升力系数和扭矩系数整体呈现先增大后减小的趋势,随着行人由迎风侧移动到背风侧,阻力系数略微增大,升力系数显著减小,扭矩系数几乎不变.     

蜻蜓柔性后翅模型的气动效能分析

为探究柔性材料对蜻蜓滑翔时气动特性的影响,通过数值仿真的方法,研究杨氏模量为3800 MPa,泊松比为0.18的三维柔性蜻蜓后翅模型在不同雷诺数和迎角滑翔时的气动效能和气动力作用下的结构变形.结果表明:柔性蜻蜓后翅在气动力的作用下会产生明显的弯曲扭转变形,且变形程度随着雷诺数和迎角的增大而增大,其中该扭转变形会使蜻蜓滑翔的实际迎角减小;由于产生了使迎角减少的扭转变形,使得在迎角为5°～30°滑翔时,升力系数减少了9％ ～45％,失速迎角增大10°以上;小迎角滑翔时,升力系数随速度增大而减小,大迎角滑翔时,升力系数与速度无明显相关性;大迎角滑翔时,在气流分离和柔性蜻蜓翼大角度扭转的作用下,上翼面的负压区向后缘移动,增加了负压区面积,增大了失速迎角,有利于提高蜻蜓飞行时的机动性.可见虽然柔性材料虽然会牺牲蜻蜓滑翔时的气动效能,但有助于蜻蜓高速大迎角飞行,提高了蜻蜓的机动性.     

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。     

新型双机身鸭式布局无人机气动特性

优化载重性能的气动布局设计是当前无人机研究重要方向,为提高物资运载能力和结构性能,基于连接翼、双机身、鸭式布局设计,提出一种新型双机身鸭式布局无人机,采用FLUENT详细研究了两种飞行速度下的升阻特性、压力云图、涡量分布等。研究结果表明,双机身鸭式布局无人机具有较高的升阻性能,速度提高时,升力系数增加而阻力系数减小,速度由30 m/s增加到60 m/s时,最大升力系数增加7.6%,升阻比增加4.8%;从表面压力云图看,升力主要贡献为前机翼、鸭翼和后机翼,失速迎角前后,后机翼未受前机翼和鸭翼气流干扰,提高了无人机的失速特性;巡航迎角状态的涡量较弱,仅在翼梢及部件连接处出现,失速迎角前后,翼梢、部件连接处涡系增强,且产生了干扰,机翼表面趋于分离。     

扑翼模型的气动力研究

为了研究扑翼的气动特性,以蜜蜂翅为参考对象建立了扑翼的运动学模型. 利用计算流体力学方法,研究了最大拍动角、频率、攻角对扑翼气动力特性的影响,通过分析扑翼拍动在1个周期的升力和阻力变化,阐释了扑翼保持高升力的原因. 计算结果表明,翻转运动是造成升力变化的主要因素;平均升力会随着最大拍动角和频率的增大而增大;并在攻角50°时达到最大;而各工况对平均阻力的影响可忽略不计.