基于N-S方程的支撑机翼高亚声速气动外型设计

相对常规悬臂梁布局飞机，支撑机翼飞机允许有更大的展弦比、更薄的机翼及较小的后掠角，从而可以减小诱导阻力、波阻，并增加层流范围，是未来飞机的一个可供选择方案.文章基于N-S方程对高亚声速支撑机翼构型进行了气动外型设计，在巡航Mach数为0.7，设计升力系数为0.6的条件下，支撑机翼构型相对无支撑构型升阻比仅减小6.3%，而初始无支撑翼身组合体构型相较常规悬臂梁翼身组合体构型最大升阻比提高了约35%，设计结果表明支撑机翼构型是可明显提高飞行性能的未来高亚声速飞机的一种新型外型.文章也对支撑外型、位置参数及机翼内翼下翼面外型修型对支撑机翼构型的干扰影响进行了研究，研究结果表明:支撑上翼面外型、支撑弦长、相对厚度、展向位置、扭转角分布及机翼下翼面外型对支撑机翼构型气动影响较大.      

基于混沌多项式方法的层流超临界翼型稳健设计研究

开展层流超临界翼型稳健设计研究。针对传统的基于蒙特卡洛不确定分析方法的稳健设计系统计算量巨大、效率低下等问题,引入了混沌多项式方法,建立了新型稳健设计系统。采用RAE2822翼型稳健设计验证了设计系统的可靠性、高效性。结果表明,混沌多项式方法在保证设计精度的基础上设计效率提高了10倍左右。采用该系统进行了层流超临界翼型稳健设计研究,设计的结果表明:对于层流超临界翼型设计需要兼顾层流区长度、阻力发散特性;基于多目标稳健设计方法可以权衡设计点特性和阻力的波动特性;设计后翼型与原始翼型相比,设计点阻力减小了10cunts,阻力发散马赫数提高了0.01,在整个马赫数范围内维持了低的阻力特性。