基于低雷诺数串置翼型气动特性研究

基于低雷诺数,应用二维CFD方法,对串置翼型的气动特性进行了数值模拟。比较了串置翼型布局与常规单独翼型的升阻特性。分析了翼差角度对串置翼升阻特性的影响,并且在保持鸭翼±5°偏角不变的同时,研究了两翼之间的距离以及安装的相对高度对整个串置翼型升阻特性的影响。发现上鸭翼与主翼相结合具有相对较高的最大升力系数和临界迎角, 可以显著改善串置翼型的气动特性。     

两种椭圆翼型高速气动特性实验研究

新概念旋转机翼飞机的主机翼既能高速旋转作为旋翼,又可锁定作为固定翼,所以只能使用特殊的前后对称翼型。针对主机翼翼型的这一特殊要求,对16％相对厚度,相对弯度分别为0％和3％的两种椭圆翼型的高速气动特性进行了风洞实验研究,试验分别在中国空气动力研究发展中心FL-21风洞和荷兰代尔夫特大学TST-27风洞进行,采用表面测压和尾排型阻测量技术。试验结果的对比分析表明,有弯度椭圆翼型的升力和力矩特性优于无弯度椭圆翼型,而阻力特性和最大升阻比劣于无弯度椭圆翼型。试验结果为旋转机翼飞机主机翼翼型的选取提供了参考。     

褶皱幅度对仿生翼型滑翔气动特性的影响

蜻蜓翅膀具有独特的褶皱状形貌．研究者们致力于利用仿生学原理,设计在低雷诺数条件下具有更优气动性能的褶皱翼型．本文采用计算流体力学方法,求解二维不可压Navier-Stokes方程组,探讨了四种翼型（平板翼型、流线翼型、小幅度褶皱翼型和大幅度褶皱翼型）的气动表现．在低雷诺数条件下得到以下结果：(1) 较小幅度的褶皱结构有利于增加升力和减小阻力．(2) 雷诺数变化时褶皱翼型的升力系数呈非线性变化;在特定雷诺数区间,幅度相近的褶皱翼型会发生相对气动优势的转变．(3) 褶皱结构内的回流区通过减小粘性阻力,使得翼型总阻力下降．(4) 翼型前缘的极小区域会产生脉冲高升力,对升力表现产生较大影响．这些结果表明,调整褶皱幅度是实现褶皱翼型气动优化的有效方案．     

N-S方程数值研究翼型对微型扑翼气动特性的影响

首先基于嵌套网格发展了一套适用于三维扑翼研究的非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程数值模拟方法.为了解决微型扑翼在低马赫数下的收敛问题,使用了预处理方法,湍流模型为BL模型.在该方法的基础上,保持状态参数和扑翼表面形状一定的情况下,分别研究了一系列不同厚度、不同弯度的翼型对于微型扑翼气动特性的影响....     

基于参数化设计的乘波飞行器概念设计

基于飞行器外形参数化设计,通过分析乘波构型外形设计参数,结合飞行器前体/进气道一后体/喷管一体化设计思想,进行了乘波机的概念设计研究。在性能计算中,对生成的乘波飞行器进行了设计点和非设计点包括升力、粘性阻力、波阻和升阻比、容积效率等各主要性能指标在内的性能计算。通过性能验算初步论证了本文进行的乘波飞行器外形参数化设计方案是可行的,所提出的参数化体系可以进一步为优化设计工作所利用。     

跨音速翼型反设计的一种大范围收敛方法

求解跨音速翼型的反设计问题时,传统的梯度型方法一般均为局部收敛. 为增大求解的收敛范围,依据同伦方法的思想,通过构造不动点同伦,将原问题的求解 转化为其同伦函数的求解,并依据拟Sigmoid函数调整同伦参数以提高计算效率,进而构造 出一种具有较高计算效率的大范围收敛反设计方法. 数值算例以RAE2822翼型的表面压力分 布为拟合目标,分别采用B样条方法, PARSEC方法及正交形函数方法等3种不同的 参数化方法,并分别以NACA0012, OAF139及VR15翼型为初始翼型进行迭代计 算. 计算结果证明,该方法适用于多种参数化方法,且具有较好的计算效率,从多 个不同的初始翼型出发,经较少次数迭代后, 均能与目标翼型很好地拟合,是一种高效的大范围收敛方法.     

基于LBM-LES方法翼型纯音噪声数值研究

基于LBM-LES方法,对中低雷诺数下的NACA0012翼型纯音噪声进行了直接计算,研究了不同迎角和雷诺数对纯音噪声的影响。计算结果表明,翼型的声源主要位于翼型的分离区和后缘处,在不同迎角和雷诺数下的声辐射特征均具有偶极子声场的特点;迎角的增大将引起较大的旋涡尺度和湍流强度,吸力面声源区域前移。声压级频谱分析表明,随着迎角的增大,纯音噪声逐渐消失,噪声谱最终呈现宽频特征;随着雷诺数的增大,后缘压力脉动增大。声压级频谱中,主频频率随着雷诺数的增大而增大,且符合Paterson公式的幂律关系。此外,声压级频谱特性随着雷诺数的增大表现出由离散特性向宽频特性转变的趋势。     

考虑气动参数扰动的再入轨迹快速优化方法

针对传统再入轨迹优化方法收敛速度慢、对初值敏感程度高等的局限性,提出了一种基于序列凸优化的再入轨迹快速求解方法.该方法以倾侧角的变化率作为控制量,改进了现有凸化策略,考虑到抑制数值优化过程中由于数值离散方式带来的锯齿化现象,采用 B 样条曲线离散控制量,同时为避免算法在初始猜想值附近出现伪不可行的问题,增加额外虚拟控制量,通过一种"回溯直线"搜索的方法,提高算法的稳定性、快速性和寻优结果的光滑性.为研究飞行器再入过程中的气动参数扰动问题,采用采样点少、易于实现,计算效率高的广义混沌多项式理论研究方法,建立了基于广义混沌多项式和凸优化相结合的再入轨迹鲁棒优化模型,该模型在优化过程中考虑气动参数扰动对寻优结果的影响作用,避免了传统轨迹与制导律的复杂迭代设计环节,可有效降低优化轨迹对气动参数扰动的敏感程度,在气动参数不确定条件的干扰下,依然可以保证飞行器顺利安全的完成飞行任务.最后,以美国某可重复使用飞行器的再入任务为例,验证了基于序列凸优化的再入轨迹优化方法的快速性以及鲁棒优化模型对气动参数扰动的抗干扰性能力,表明了该方法具有一定的工程应用性.      

超声速双层翼翼型的阻力特性研究

以布兹曼双层翼为基础,采用基于压力梯度自适应的非结构网格求解欧拉方程的计算流体力学(CFD)方法,计算分析了双层翼翼型的厚度和翼面间距对阻力特性的影响。在马赫数为1.7的情况下,由于激波的反射和干涉,超声速双层翼翼型的阻力系数仅为0.00189,为相同厚度菱形翼型的1/15。本文通过进一步的研究发现:减少翼型厚度对于双层翼翼型设计马赫数的阻力系数有一定的影响,且与超声速状态相比,厚度对于亚声速状态的阻力影响更大,厚度减少20%,亚声速状态的阻力系数减少可达60%以上;翼面间距对阻力特性的影响相对复杂,设计马赫数之前的阻力系数与翼面间距成反比,而设计马赫数之后的阻力系数与翼面间距成正比。在此基础上,基于激波的反射及干涉效应,提出了一种双设计状态的双层翼翼型,在最佳设计点之前,双层翼之间的激波/膨胀波会有两次反射,使翼型前后的压力基本相同,阻力系数出现一次下降。随着马赫数的增加马赫角减少,激波经过一次反射就能使翼型前后的压力基本相同,使翼型达到最佳设计状态。计算结果表明,双设计状态双层翼能够使双层翼翼型在两个设计点都具有较低的阻力系数。     

基于模态参数灵敏度的损伤方程组求解正则化方法研究

基于模态参数的结构损伤识别方法是振动损伤识别领域中应用最为广泛的方法.利用模态参数灵敏度构建结构损伤方程组,对其进行求解可以识别结构损伤位置和程度.由于实际工程中模态参数不完备性和噪声的影响,结构损伤方程易出现病态问题,直接求解可能产生错误的结果.为了解决这一问题,可以引入正则化方法进行求解.然而,各类正则化方法的基本...     

可变形儒可夫斯基翼型非定常气动力的研究

对于翼面变形法向运动速度远小于来流速度的儒可夫斯基机翼,将解析解和离散涡方法相结合计算变形机翼的流场及非定常气动力,较详细地分析了变形机翼升力系数的准定常计算方法的误差来源,并给出修正方法.计算结果显示脱落涡尾迹对升力系数和机翼绕流环量的影响很小,变形机翼升力系数准定常计算方法的误差丰要来源于流体非定常运动引起的虚拟质量力,该非定常附加升力仅与当前时刻飞行姿态及翼犁形状和变形速率有关,与具体的变形历史过程无关,变形机翼的升力近似等于准定常计算结果叠加上相应的虚拟质量力.     

Mathematical Modeling of Time-Dependent Aerodynamic Loads on an Airfoil with Dynamic Deflection of a Control on the Trailing Edge

The linear problem of the time-dependent inviscid flow past a thin symmetric airfoil with a control on its trailing edge deflected in accordance with an arbitrary law is considered. The aerodynamic loads on the airfoil are calculated. The intensity of the vortex wake shed from the airfoil is determined by numerically solving a Volterra integral equation of the first kind. Questions of the mathematical modeling of the time-dependent aerodynamic loads in a form convenient for the joint solution of the problems of aerodynamics and flight dynamics are also considered. The results of the modeling are compared with the numerical solutions obtained.__________Translated from Izvestiya Rossiiskoi Academii Nauk, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 3, 2005, pp. 157–169.Original Russian Text Copyright © 2005 by Khrabrov.     

The Secondary Bifurcation of an Aeroelastic Airfoil Motion: Effect of High Harmonics

The nonlinear dynamical response of a two-degree-of-freedom aeroelastic airfoil motion with cubic restoring forces is investigated. A secondary bifurcation after the primary Hopf (flutter) bifurcation is detected for a cubic hard spring in the pitch degree-of-freedom. Furthermore, there is a hysteresis in the secondary bifurcation: starting from different initial conditions the motion may jump from one limit cycle to another at different fluid flow velocities. A high-order harmonic balance method is employed to investigate the possible bifurcation branches. Furthermore, a numerical time simulation procedure is used to confirm the stable and unstable bifurcation branches.     

基于CFD的斜置翼翼型选型研究

斜置翼飞行器是一种通过改变扫掠角而能在亚声速、跨声速、超声速三个速度段都能获得最优效率的宽速域飞行器.根据斜置翼的设计需求,其基本翼型应该是超临界翼型,翼型选择应在考虑翼型最佳气动效率的同时兼顾翼型内部有效体积和操稳特性.基于以上选型标准,先从NASA超临界翼型族中选出5种超临界翼型,然后运用商业CFD软件Fluent对这5种超临界翼型的气动特性进行计算.最后通过对比分析这5种翼型的气动特性、几何参数和操稳特性,选择性能较优的NASA SC(2)-0714翼型作为斜置翼的基本翼型.     

基于涡流发生器的翼型失速流动控制及雷诺数效应影响研究

针对所设计的三角形涡流发生器开展用于翼型失速流动控制的风洞实验研究,重点讨论涡流发生器几何参数、方向角、安装位置及实验雷诺数等因素对翼型失速流动控制的影响。实验结果表明:涡流发生器作用下,在干净翼失速迎角后能够形成一个升力几乎不随迎角变化的相对稳定的高升力状态,抑制了失速流动的发生,与此同时阻力大幅下降;本文所设计的涡流发生器方向角过大时会削弱翼型失速流动控制的效果;同一涡流发生器作用下雷诺数过大其失速流动控制效果会急剧恶化,第一种涡流发生器控制翼型失速的雷诺数有效范围略宽于第二种涡流发生器。     

Effects of Gurney Flaps on a NACA0012 Airfoil

Experimental measurements of surface pressure distributions and wake profiles were obtained for a NACA0012 airfoil to determine the lift, drag, and pitching-moment coefficients for various configurations. The addition of a Gurney flap increased the maximum lift coefficient from 1.37 to 1.74, however there was a drag increment at low-to-moderate lift coefficient. In addition, the boundary layer profile measurements were taken using a rake of total pressure probes at the 90% chord location on the suction side. The effective Gurney flap height is about 2% of chord length, which provides the highest lift-to-drag ratio among the investigated configurations when compared with the clean NACA0012 airfoil. In this case, the device remains within the boundary layer. This revised version was published online in July 2006 with corrections to the Cover Date.     

基于三路舵机驱动的扑翼飞行模型气动特性研究

扑动而形成非定常气动现象是扑翼飞行过程中产生高升力的主要原因。本文以Ellington实验的鹰蛾翅膀为原形,设计扑翼实验及数值计算模型。通过压差传感器对翅膀模型上翼面固定位置进行测压,分析前缘涡的产生及脱落情况(考虑动压效应)。测量上下翼面固定位置处的压差,揭示扑翼飞行中产生高升力的主要原因。利用烟风洞观察扑翼模型周围流场结构及特殊涡产生变化情况。另外,根据Ellington提供的升力关系式估算了扑翼模型在一个周期内的平均升力。最后,基于三维欧拉方程对扑翼飞行气动特性进行数值模拟,计算结果与实验吻合良好。     

弹性箔片动压径向气体轴承动特性的实验研究

建立了新型弹性箔片动压气体轴承性能测试实验台,在静载60N、转速9000r／min条件下进行轴承性能测试试验,通过中心插值法获得轴承中心的扰动速度和加速度,采用时域最小二乘法计算不同激振频率下的8个轴承动态线性刚度和阻尼系数,考察了激振频率对轴承动特性系数的影响．结果表明：轴颈中心扰动轨迹为椭圆形且振幅随动态激振频率增加而增大;刚度和阻尼系数的直接项随动态激振频率增加而减小;交叉刚度和阻尼相对激振频率的变化较小,且其值小于直接项;当激振频率与轴颈转动频率相同时,工频成分的影响较大,轴心扰动幅值明显增大,刚度和阻尼的直接项小于其它频率时的值．