新型机翼后缘变弯运动机构仿真及其气动影响研究

采用计算流体力学方法和CATIA DMU Kinematics机构仿真,对一套可用于目前及未来民用客机机翼后缘变弯的增升装置系统进行研究,主要包括襟翼运动机构和扰流板下偏。通过运动学分析,采用的襟翼机构可保证巡航阶段后缘变弯过程中机构上下表面无缝,同时满足起降过程对襟翼的运动轨迹的要求。相比简单铰链机构,应用该机构的起飞构型线性段升力系数增加0.05,升阻比的增加量在0.2%~3%范围内;着陆阶段扰流板下偏,较未偏转扰流板的最大升力系数增加1.14%,且线性段上移0.15,显示了该机构具有较高的增升效率。在二维翼型上应用该机构实现后缘变弯度,升阻比有较大提升,且根据来流马赫数的不同改变后缘弯度可以有效地提高阻力发散马赫数。在某远程宽体客机翼身组合体构型上应用该机构实现巡航阶段后缘变弯度,巡航升阻比的增加量在0.345%~2.28%范围内。综上所述,在不增加机构复杂性和重量的前提下,研究的新型机翼后缘变弯运动机构能够有效地提高气动效率。     

基于NSGA2与FIuent耦合的分析方法翼型优化

将分析方法引入飞行器气动优化设计,在FIuent软件中进行二次开发,编写了计算熵产率的UDF,来阐述分析方法在气动优化中的作用。以二维翼型为例,通过NURBS曲线进行翼型参数化建模,将NSGA2优化算法与CFD计算耦合起来,计算低雷诺数、5°攻角下的翼型升阻比和熵产率,得到最大升阻比和最小熵产率不断调和的翼型的Pareto解。结果显示,与基准翼型相比,在升阻比提高的条件下,流场熵产率减少,能量效率提高。而且优化翼型的熵产率随着升阻比的增加而增大。     

低升阻比飞行器月球返回再入轨迹特性分析

月球返回再入轨迹特性与低地球轨道再入轨迹特性具有鲜明的不同,为研究此问题,推导建立了再入问题的数学模型并进行了飞行仿真试验,然后对比分析了低升阻比飞行器月球返回再入的轨迹特性.仿真实验表明,再入角对纵程、热流和过载影响显著,较小的再入角能够改善热流和过载环境;倾侧角翻转对纵程、热流和过载均无明显影响,但对横程影响显著,为纵侧向解耦制导提供了依据;最大峰值热流总是出现在一次峰值过载之前,且随着再入速度减小呈明显减小趋势.据此,再入飞行器在初始下降段实现充分有效的减速后迅速跃出大气,可以改善热流环境.     

后缘可变弯度翼型在跨声速中气动特性分析

为了研究后缘可变弯度翼型在跨声速中应用,对超临界翼型DFVLR R-4翼型后缘弯度向下分别偏转1°、2°、3°,得到3种变形翼型,对其进行跨声速下气动力数值研究.结果表明:随着后缘弯度增加,翼型的临界马赫数提前,阻力发散特性变差,但其升力系数增加以及激波失速前升阻比增加,且翼型的失速迎角特性得到改善;翼型变化量在1°时,在跨声速中的气动特性较好,翼型升力系数提高了21.12％,升阻比提高9.2％.得出后缘可变弯度翼型能够较好的运用到跨声速中.     

垂直轴潮流能水轮机不同翼型叶片空化规律

为研究垂直轴水轮机叶片翼型形状对叶片空化的影响,采用数值模拟方法,对相同条件下相同相对厚度不同相对弯度的翼型,以及相同相对弯度不同相对厚度的翼型做了空化仿真。仿真结果表明,相同相对厚度不同相对弯度的薄、厚两种翼型,随着相对弯度增大,空化现象越易出现。相同相对弯度不同相对厚度的对称、相对弯度不为零的两种翼型,随着相对厚度增大,空化现象越易出现。同时监测了不同情况下翼型的升力系数和阻力系数,考虑到空泡的出现对翼型升力和阻力有所影响,将能量转化参数中的升力系数、阻力系数和升阻比与空化性能结合起来讨论。并将翼型按照相对弯度与相对厚度分组,分别探讨了相对弯度和相对厚度对翼型空化的影响规律,翼形相对厚度相同时,相对弯度越大,或者翼形相对弯度相同,相对厚度越大,则更容易空化。     

6马赫锥导乘波体速度范围与气动特性研究

乘波体在飞行中马赫数变化会对乘波体产生很大影响,不同马赫数对应不同乘波体外形,获得稳定飞行马赫数范围,对于乘波体气动特性研究将具有重要的指导意义.利用数值模拟方法对无粘锥体流场乘波体进行设计并分析其基本气动特性,得出基于Ma =6,α=0°流场乘波体在满足稳定性飞行的马赫数范围.并在此范围内对乘波体进行分段数值模拟得到升力系数、阻力系数及升阻比变化特性.研究结果为提高乘波体升阻比和控制飞行速度提供了理论基础.     

海流能水轮机翼型数值模拟

海流是利用海流能发电的源泉。海流能水轮机翼型数值模拟的程序是首先用数值模拟海流流动,通过GAMBIT软件构建翼型绕流网格,然后运用FLUENT软件进行后处理。本文针对不同类型的翼型,以及同种翼型不同的弯度和不同的厚度,分别计算得到在模拟海流环境下不同攻角的升阻比等数据,并用Origin作图,比较获得所需要的翼型。     

缝道闭合门对多段翼型气动特性的影响研究

增升装置是飞机的重要部件,多段翼型则是增升装置的设计基础。为了改善多段翼型固定翼后缘处襟翼舱的分离,提升多段翼型的升阻特性,在固定翼后缘下壁面增加缝道闭合门装置,并对缝道闭合门及其偏转角度、转轴位置对多段翼型气动特性的影响进行了数值模拟研究。计算结果表明,小迎角范围内,在固定翼后缘下壁面增加缝道闭合门后,能够减少固定翼后缘襟翼舱的气流分离,最多可为多段翼型的升阻比带来1.9%的提升。多段翼型升阻比随缝道闭合门偏转角度、缝道闭合门转轴至襟翼前缘距离的增加呈先上升后下降的趋势。与无缝道闭合门构型相比,偏转角度为15°时,最多可为多段翼型升阻比带来4.9%的提升;转轴距襟翼前缘距离占弦长6%时,最多可为多段翼型升阻比带来7.4%的提升。     

带Gurney襟翼翼型改型的气动性能的数值研究

对NACA4424翼型及其对应的带有Gurney襟翼翼型修改后的翼型进行了数值计算,针对风力机应用,来流风速为2～16m/s,迎角为0°～20°;计算结果表明,在研究的所有条件下,修改后的钝尾缘翼型对流场有强烈的下洗作用,明显修改了翼型压力面和吸力面的压力分布,压力面压力更高,吸力面压力更低,因此翼型升力及升阻比均比翼型原型及单纯的Gurney襟翼翼型得到显著增加。     

关于风力机异步变桨的初步研究

由于存在风速的高度切变,使同步变桨距风力机风轮的各个叶片并非都处于最佳升阻比状态,影响了风力机功率的输出和减少了风力机的使用寿命。通过对风力机叶片的空气动力学分析,提出要使叶片始终处于最佳升阻比的基本原理以及实现这一目标时变桨系统所应达到的要求。