DRAG REDUCTION TECHNIQUE FOR LARGE TRANSPORT AIRCRAFT

回顾了到目前为止可能用在大型飞机上的相关减阻技术,从三个方面(减小摩擦阻力、降低诱导阻力、减小激波阻力)详细介绍了多种减阻技术的方法和原理. 其中减小摩擦阻力分成层流减阻和湍流减阻两个部分. 层流减阻中吸气控制方法、湍流减阻中沟槽壁面控制方法、翼梢小翼技术、激波鼓包技术等都有可能成为改进新一代大型运输机阻力特性的实用技术. 粗糙阵列、等离子体激励器、动态控制三维鼓包等新技术也为减阻技术的实际应用提供了新的可能性.     

大型运输机的减阻技术

回顾了到目前为止可能用在大型飞机上的相关减阻技术,从三个方面(减小摩擦阻力、降低诱导阻力、减小激波阻力)详细介绍了多种减阻技术的方法和原理.其中减小摩擦阻力分成层流减阻和湍流减阻两个部分.层流减阻中吸气控制方法、湍流减阻中沟槽壁面控制方法、翼梢小翼技术、激波鼓包技术等都有可能成为改进新一代大型运输机阻力特性的实用技术.粗糙阵列、等离子体激励器、动态控制三维鼓包等新技术也为减阻技术的实际应用提供了新的可能性.     

力学与实践 第29卷（2007年）总目次

综述现代桥梁抗风理论及其应用...............................................................……项海帆葛耀君(1.1)大型飞机阻力预示与减阻研究.............................................................……马汉东崔尔杰(2.1)生物薪附与仿生勃附力学的进展..........................................................……陈少华苏爱嘉(2.9)渗流力学研究的现状和发展趋势...................................................................……周济福(3.1)深空探测中的动力学与控制.......................................…     

等离子体减阻技术的研究进展

利用等离子体的特性减小飞行器的气动阻力是一种新概念的减阻思路.目前国外的一些风洞实验和计算结果已证明了等离子体减阻效果的显著性.本文介绍了国外等离子体减阻技术的研究进展,包括:逆向等离子体喷流减阻、基于等离子体边界层控制减阻和局部施加能量点源减阻.分析了等离子体减阻的基本原理及所涉及的一些关键技术点.最后针对我国的减阻研究情况,提出了等离子体减阻技术的研究方向.      

重型货车仿生气动减阻装置的优化设计

为了优化某重型货车的空气阻力系数,设计了针对大型货车整体的顶部仿生、底部、尾部、侧裙等4种减阻装置。采用计算流体动力学分析方法研究了4种减阻装置主要结构参数对气动阻力的影响。在此基础上采用正交试验法对4种气动减阻装置的主要参数进行了优化,获得了最优减阻效果货车模型。研究结果表明:在4种减阻装置中,顶部仿生减阻装置的弧形高度对货车空气阻力系数的影响最大,侧裙高度的影响最小;获得的最优货车模型的空气阻力系数为0.6218,相对于货车原始模型的减阻率为20.46%;受海豚头部形态启发设计的仿生导流罩具有明显的减阻效果,复合减阻模型的空气阻力系数为0.5655,相对于最优货车模型的减阻率为9.900%,相对于货车原始模型的减阻率达到了27.70%。该研究结果可为重型货车的优化设计提供重要参考。     

高速受电弓气动减阻的仿真优化研究

随着绿色环保的现代轨道交通设计理念发展,受电弓减阻成为制约高速列车提速的关键问题之一.高速列车运行时,受电弓暴露于流线型车体之外,是列车气动阻力的主要来源之一,随着列车速度的提高,受电弓的减阻问题亟待解决.本文针对某型高速受电弓,基于计算流体动力学仿真技术,分析了整弓气动阻力分布,确定滑板与底座的压差阻力是气动阻力的主...     

某型电动飞机气动特性数值模拟与风洞实验

为了验证某型大展弦比电动飞机气动设计的合理性以及为飞行性能及品质计算提供数据,采用有限体积法离散求解三维可压雷诺平均Navier-Stokes方程,并选用Spalart-Allmaras湍流模型对该电动飞机流场进行CFD数值模拟。结果表明,该型电动飞机气动设计合理,巡航速度升阻比最高可达23,具有较高气动效率;通过CFD数值模拟得到了全机升力系数、阻力系数和升阻比。为了验证CFD计算结果,对该型电动飞机进行了缩比模型风洞实验,结果显示,CFD数值模拟法计算结果与风洞实验结果高度吻合,说明CFD计算结果准确。该方法可为大展弦比电动飞机气动设计提供指导。     

高速列车转向架舱风洞试验研究

针对高速列车转向架舱的几何外形特点,提取5个设计变量,设计了6种方案,对1∶8比例3编组带路基、轨道及转向架舱的高速列车模型进行了0°及-19.8°侧偏角风洞试验研究,分析了转向架舱不同设计变量对应的高速列车气动阻力特性,得到了各设计参数的减阻效果。研究表明:转向架舱内顶面采用曲面过渡,前后壁面采用倾斜壁,裙板采用全包裙板,减小内壁纵向长度等措施,可以减小列车的气动阻力。通过不同设计变量对列车气动阻力的影响度分析,表明0°及-19.8°侧偏角2种情况下内顶面倒角及内壁纵向长度均对列车气动阻力有重要影响,上述研究结果对列车局部减阻及外形优化具有参考意义。     

减阻杆气动阻尼研究

基于模态数据和准定常理论,建立了减阻盘-杆-后体这一弹性结构的气动阻尼分析方法;通过刚性模型的动导数风洞试验获得气动阻尼以验证方法可靠性后,计算分析了减阻杆结构在指定工况的气动阻尼特性. 结果表明: 所建方法可用于减阻杆系统的气动阻尼计算;计算工况的气动阻尼值均为正值,对减阻杆系统的振动起抑制作用;存在产生负气动阻尼的影响因素,各项因素对气动阻尼影响的量值有所不同,有待进一步研究.      

RESEARCH OF AERO-DAMPING FOR BLUNT WITH SPIKE

基于模态数据和准定常理论,建立了减阻盘-杆-后体这一弹性结构的气动阻尼分析方法;通过刚性模型的动导数风洞试验获得气动阻尼以验证方法可靠性后,计算分析了减阻杆结构在指定工况的气动阻尼特性. 结果表明： 所建方法可用于减阻杆系统的气动阻尼计算;计算工况的气动阻尼值均为正值,对减阻杆系统的振动起抑制作用;存在产生负气动阻尼的影响因素,各项因素对气动阻尼影响的量值有所不同,有待进一步研究.     

飞行器船尾设计对亚声速底阻影响及风洞试验验证

减小阻力尤其是底部阻力,是飞行器增加航程的重要手段,而船尾布局则是减小底部阻力的有效措施．为研究船尾修型设计在亚声速段对飞行器阻力的影响规律,对某飞行器外形开展船尾修型设计并进行数值模拟,分析了不同船尾形状和船尾角度对飞行器阻力的影响情况,并开展了风洞试验验证．结果表明,船尾修型设计可以有效减小底部阻力;船尾采用曲线过渡的减阻效果优于直线过渡;在限定船尾过渡段尺寸（轴向长度80 mm、法向高度40 mm）的情况下,船尾角度超过45°的修型设计,对底部的减阻效果更为明显;风洞试验结论与数值分析结果一致．     

平尾翼型后加载对飞机配平的影响研究

利用MGAERO 软件对搭配不同尾翼模型的某典型布局客机翼身组合体流场进行了计算,研究了平尾翼型后加载对全机配平的影响. 分析表明,采用后加载设计的平尾翼型在配平时升力和阻力损失较小,配合其他手段可以提高全机升阻比,进而改善全机配平后的气动性能. 这一结论从流场计算的角度揭示了客机平尾翼型采用后加载设计这一发展趋势的重要原因.     

CFD在飞翼标模支撑干扰影响研究中的应用

支撑干扰修正一直是风洞试验的一个重点和难点，特别是对于尾部扁平的飞翼布局飞行器，阻力和俯仰力矩是一个小量，进行风洞试验时，尾部需要局部放大，对阻力和俯仰力矩的影响相对较大，这就使得风洞试验时对支撑影响修正方法提出了更高的要求。本文采用CFD数值模拟手段针对小展弦比飞翼标模开展了网格收敛性和支撑干扰影响研究，分析了尾支撑对飞翼气动特性、压力分布和流场结构的影响，为进一步开展风洞试验的支撑干扰修正提供了依据。在典型工况下，支撑干扰会导致升力系数减小，阻力系数减小，抬头力矩增大；试验模型后体放大和支撑存在会导致飞翼标模上表面压力增大，激波强度变弱，尾部分离区域减小。     

融合稀疏八叉树与卷积神经网络的汽车风阻系数预测

针对汽车风阻系数预测研究中参数化方法难以准确表征汽车外造型的难题,提出融合稀疏八叉树与卷积神经网络的汽车风阻系数预测方法。将汽车外造型按照八叉树结构离散,使用平均法向量对离散的复杂曲面进行简化,利用卷积神经网络对八叉树形式的汽车外造型进行特征提取,进而对汽车风阻系数进行快速预测。通过改变卷积层数与全连接层数,研究了不同卷积神经网络结构对风阻系数预测精度的影响。与参数化方法相比,本文提出的外造型表示方法能更好地描述模型细节,构建的卷积神经网络结构对风阻系数预测的最小相对误差为1.453%,且计算速度是CFD仿真的1620倍,具有较高的精度及计算效率。     

翼吊布局民机发动机短舱位置优化研究

利用CFD的方法,对某民机进行短舱安装位置的优化分析。在对全机进行粘性绕流数值模拟的基础上,分析了前伸量和下沉量变化对机翼附近流场的干扰以及对全机气动性能的影响。短舱安装位置的优化选择在以巡航状态高升阻比为主要目标的同时,兼顾低速状态气动特性,分析计算了短舱位置变化对低速翼面流动分离特征的影响。计算分析结果表明：在所选的状态内,短舱前移和下移会降低高速状态的干扰阻力,并增加低速状态内侧翼面分离趋势,得出的规律性结论对工程应用具有一定的指导意义。     

脊状表面航行器模型减阻特性的风洞实验研究

针对航行器提高航程和航速的需要,开展脊状表面湍流边界层减阻的实验和数值仿真研究。在航行器模型的外表面加工具有特定形状、尺寸的脊状结构,导致湍流边界层的流动稳定性增强,壁面摩擦阻力降低。在风洞中对具有光滑表面和脊状表面的航行器模型在不同风速和攻角下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线。实验结果表明,具有横向脊状表面的航行器模型在一定来流速度范围内具有很好的减阻效果,实验获得的最大减阻量为23.5%。数值仿真结果则发现,在脊状结构内形成了稳定的"二次涡",边界层内湍动能和湍流猝发强度降低,很好地揭示了减阻机理。     

Drag prediction,decomposition and visualization in unstructured mesh CFD solver of TAS‐code

The accuracy of drag prediction in unstructured mesh CFD solver of TAS (Tohoku University Aerodynamic Simulation) code is discussed using a drag decomposition method. The drag decomposition method decomposes total drag into wave, profile, induced and spurious drag components, the latter resulting from numerical diffusion and errors. The mesh resolution analysis is conducted by the drag decomposition method. The effect of an advanced unstructured mesh scheme of U‐MUSCL reconstruction is also investigated by the drag decomposition method. The computational results show that the drag decomposition method reliably predicts drag and is capable of meaningful drag decomposition. The accuracy of drag prediction is increased by eliminating the spurious drag component from the total drag. It is also confirmed that the physical drag components are almost independent of the mesh resolution and scheme modification. Copyright © 2007 John Wiley & Sons, Ltd.     

脊状表面减阻特性的风洞试验研究

利用热线风速仪,对光滑表面和多个脊状表面在低速风洞中进行了表面流场测试。基于测得的边界层速度分布数据,利用对数律区速度分布公式,编程分别计算出光滑表面和脊状表面的壁面摩擦速度和虚拟原点。研究发现,脊状表面最大减阻量达13．5％;有减阻效果的脊状表面使边界层速度曲线上移、湍流强度下降;与光滑表面相比,脊状表面的位移厚度和动量损失厚度明显减小,也表明脊状表面具有减阻效果;位移厚度和动量损失厚度减少量随槽间距s^＋的增加呈现先变大后变小的趋势,在S^＋=12时达到最大。