层流控制和自然层流机翼可压缩边界层计算和应用

本文对后掠层流机翼可压缩边界层进行了计算研究。引入新的相似变换形式,避免了Kaups-Cebeci方法在变换中可能出现的奇性,导出了在新的相似变换下的偏微分方程组。对层流控制(LFC)和自然层流(NLF)机翼进行了计算,得到了满意的结果。     

NLF—1自然层流机翼低速转捩位置测定

自然层流机翼是我国下一代民用客机采用机翼之一。本文对自然层流机翼ＮＬＦ－１用热膜法和升华法在南京航空学院ＮＨ－２低速风洞中进行机翼边界层转捩位置的测定。结果表明，该机翼的转捩位置在离开机翼前缘的７０％左右的当地弦长处，因此ＮＬＦ－１机翼确为较好的层流机翼。     

民机自然层流机翼研究进展

新世纪航空市场对能耗、噪音等限制性要求继续加强,新一代民用飞机需要在气动减阻方面取得重大突破,自然层流机翼技术成为研究热点.总结了层流技术类别,回顾了自然层流机翼的主要研究历程,介绍了当前正在开展的欧洲TELFONA计划和美国ERA计划中的自然层流机翼的研究进展,概述了自然层流机翼应用情况和自然层流短舱,分析了自然层流机翼的实际应用难题,展望了自然层流技术在新一代民用飞机中的应用.     

层流：未来飞机减排的关键技术

人们早就知道自然层流能减小阻力,但实际飞行中层流却很难维持和使用,因为要延迟层流边界层向湍流边界层的转捩,对机翼表面的光洁度要求很高．由于后掠翼气流有流向翼梢的趋势,这种所谓的横向流很快就会破坏边界层的稳定,因而在后掠机翼上难以实现层流流动。     

基于遗传算法的旋转机翼飞机机翼优化设计

将基于实数编码的遗传算法与能准确描述翼型粘性流动的NS方程以及旋翼气动分析模型结合起来,以旋翼最大悬停效率作为优化设计的目标对旋转机翼飞机的机翼进行优化设计,设计结果表明通过优化设计旋翼的气动性能得到了提高,达到了优化设计的目的,旋翼优化设计方法是可行的.     

基于 Kriging模型机翼平面外形气动优化设计

使用基于Kriging模型的优化设计方法,进行了非常规布局机翼的平面外形多目标优化设计。利用CFD技术进行机翼升力系数和阻力系数的气动计算,通过拉丁超立方试验设计生成样本点,建立了Kriging代理模型,结合多目标遗传算法对机翼平面外形进行多点多目标优化设计,最终得到了Pareto最优解集。根据设计需求,从Pa-ret0前沿选取一个非劣解作为优化结果。结果表明：陆ging模型与cFD计算误差很小,可信度高;在不问设计状态下,机翼气动性能都得到了提高,表明优化设计方法具有可行性和高效性。     

超声速飞机层流布局设计与评估技术进展

以超声速民机的巡航减阻问题为背景,综述了超声速层流布局设计与评估技术的研究进展。首先给出了超声速飞机巡航气动效率提升的工程意义,分析了超声速飞机巡航阻力的构成。然后阐述了自然层流设计和流动控制两种有效延迟流动转捩技术手段的研究进展,梳理了超声速转捩数值模拟、风洞试验和飞行试验3种重要评估技术的研究进展,介绍了国内外典型的超声速层流布局设计与评估案例。最后总结了超声速飞机层流布局设计和评估技术的难点和技术发展建议。     

高雷诺数下机翼表面层流段长度对减阻量的影响

层流减阻技术是提高飞机经济性的重要手段,开展可应用于工程实践的层流减阻研究具有重要的意义。针对某民用飞机翼身组合体构型,采用数值模拟法分别研究雷诺数为1.0×107和1.8×107时全湍流以及机翼弦向保持7%、15%、20%、30%、40%层流段长度范围的减阻特性。结果表明:与全湍流情况相比,层流段长度的增加可以有效减小飞机阻力,增加升阻比;当层流段长度保持在40%时,飞机的减阻量可以达到11.0%左右,而升阻比可增加12.3%左右,且在较小雷诺数下有着更大的减阻收益;层流范围增加可有效减小摩擦阻力系数。     

基于EFFD方法的自然层流短舱优化设计

采用extended free-form deformation(EFFD)方法研究了自然层流(natural laminar flow,NLF)短舱的气动外形优化设计方法.使用基于Bernstein基函数的EFFD方法完成了NLF短舱剖面的参数化,利用基于k-εSST(shear stress transport)两方程湍流模型的γ-θ转捩模型进行自然转捩预测,结合EFFD、一种混合动网格方法、Kriging代理模型和改进的粒子群算法(particle swarm optimization,PSO)建立了针对NLF短舱气动外形的优化设计框架.采用该框架分别对通气NLF短舱和带动力NLF短舱进行优化设计.单独通气NLF短舱优化结果的外表面实现48%的层流,阻力系数比初始通气NLF短舱减小了0.0003.带动力NLF短舱的优化结果外表面保持了41%的层流.这些结果表明采用相关技术建立的优化设计框架在NLF短舱设计中具有一定应用价值.     

HLFC后掠翼优化设计的若干问题

使用扩展自由变形参数化方法,基于径向基函数的动网格技术和改进的混合粒子群算法,考虑吸气的e^N转捩预测方法和雷诺平均Navier-Stokes求解器,搭建了针对混合层流流动控制（HLFC）后掠翼的优化设计平台,对HLFC后掠翼的气动外形设计、雷诺数影响、吸气分布设计等多个问题进行了研究,对比分析了在这些因素影响下HLFC后掠翼的阻力系数和层流区长度的差别,进而探索了相应的设计准则。研究表明,对于层流区较长和阻力系数较小的HLFC后掠翼来说,它们上表面的压力分布具有共同的特征：头部峰值较低,之后有一个小的逆压,接下来是一段较长的均匀稳定的顺压,这段顺压最后终结于一道激波。应用HLFC技术后,通过实现大面积的层流区,机翼的摩擦阻力和压差阻力均可显著地降低,降低的幅度远大于不考虑层流控制的设计结果。同时,HLFC机翼的设计应综合考虑摩擦阻力、压差阻力、激波强度和配平阻力（低头力矩）,层流区最长不一定意味着阻力最小。一般来说,雷诺数越高,越难维持层流,但应用混合层流控制技术后,即使在难以实现自然层流的高雷诺数下,HLFC机翼依然有较长的层流区。通过对吸气分布的设计进行研究,说明了非均匀吸气比均匀吸气要更有效率一些,能够节省吸气量。     

高空长航时飞行器机翼跨声速气动优化设计

高空长航时飞行器应具有升阻比高和俯仰力矩小的气动特性.基于遗传算法的随机性和隐含并行性,结合适用于多目标处理的Pareto方法,在低雷诺数和跨声速条件下,展开了高空长航时飞行器机翼外形的多目标、多设计点的数值优化设计.仿真计算结果表明,所设计的机翼具有较高的升阻比和较低的俯仰力矩,同时在设计马赫数附近升阻比的变化比较平稳,具有良好的综合气动性能.     

大型商用运输机机翼增升构型水滴撞击特性计算

基于欧拉-拉格朗日数值模拟框架,发展了一套适合求解三维多体模型水滴撞击特性的计算方法.采用粒子统计与面积比率计算相结合的方式,实现了水滴收集率的高效精确预测.在常规粒径条件下,该方法计算结果与国外标模试验数据吻合良好.应用上述算法,开展了某大型商用运输机增升构型的水滴撞击特性数值模拟研究,计算结果显示:水滴在缝翼背面缝...     

Aerodynamic characteristics of co-flow jet wing with simple high-lift devices

Numerical investigations are conducted to explore the aerodynamic characteristics of three-dimensional Co-Flow Jet(CFJ) wing with simple high-lift devices during low-speed takeoff and landing. Effects of three crucial parameters of CFJ wing, i.e., angle of attack, jet momentum and swept angle, are comprehensively examined. Additionally, the aerodynamic characteristics of two CFJ configurations, i.e., using open and discrete slots for injection, are compared. The results show that applying CFJ te...     

飞机机翼翼梁类零件变形控制方法研究

翼梁类零件作为机翼装配的定位基准零件,如何有效减小其在加工中的变形,提高加工精度是一项重 要工作。提出一种针对翼梁零件在加工过程中出现的平面度翘曲变形现象的控制方法,根据飞机机翼梁类零 件的工艺特点,对生产现场零件的实际变形量进行统计,分析翼梁类零件变形趋势、变形量及主要影响因素;采 用改进加工方案,控制加工变形等方法减少梁类零件变形。结果表明:本文所提方法能够有效提升零件在加工 过程中的平面度值,使梁类零件的变形得到明显改善。     

Sliding mode control design for oblique wing aircraft in wing skewing process

When the wing of Oblique Wing Aircraft (OWA) is skewed, the center of gravity, inertia and aerodynamic characteristics of the aircraft all significantly change, causing an undesirable flight dynamic response, affecting the flying qualities, and even endangering the flight safety. In this study, the dynamic response of an OWA in the wing skewing process is simulated, showing that the three-axis movements of the OWA are highly coupled and present nonlinear characteristics during the wing skewing. As the roll control efficiency of the aileron decreases due to the shortened control arm in an oblique configuration, the all-moving horizontal tail is used for additional roll and the control allocation is performed based on minimum control energy. Given the properties of pitch-roll-yaw coupling and control input and state coupling, and the difficulty of establishing an accurate aerodynamic model in the wing skewing process due to unsteady aerodynamic force, a multi-loop sliding mode controller is formulated by the time-scale separation method. The closed-loop simulation results show that the asymmetric aerodynamics can be balanced and that the velocity and altitude of the aircraft maintain stable, which means that a smooth transition is obtained during the OWA’s wing skewing.     

大型客机柔性后缘增升装置气动机构一体化优化设计

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。     

超临界自然层流机翼设计及基于TSP技术的边界层转捩风洞试验

为了实现绿色航空节能减排的目标,层流设计技术成为飞行器设计者的研究热点。对于跨声速客机而言,超临界自然层流机翼设计技术将显著减小飞行阻力,提升气动性能,减少燃油消耗和污染物排放。首先,基于高精度边界层转捩预测技术耦合翼型优化设计系统,实现超临界自然层流翼型设计;经过合理的翼型配置,形成超临界自然层流机翼。转捩数值模拟分析结果表明,超临界自然层流机翼的层流流动特性良好。然后,以比例为1：10.4的试验模型在荷兰高速低湍流度风洞进行边界层转捩风洞试验,使用温度敏感材料涂层（TSP）技术拍照获得机翼表面在不同马赫数、雷诺数和迎角工况下的层流-湍流分布。最后,通过超临界自然层流机翼边界层转捩试验结果,探讨了该类型机翼的转捩特性随来流参数的变化规律,总结了超临界自然层流机翼设计的关键因素。此外,该模型也可用来验证边界层转捩预测技术在超临界、高雷诺数工况下的预测精度。