前掠翼鸭式布局中鸭翼的气动特性

本文根据低速风洞所取得的测力、油流观察及旋涡测量结果,研究了前掠翼鸭式布局的鸭翼平面形状及其位置对气动性能影响的机理。研究表明,前掠翼布局大迎角气动性能的提高取决于鸭翼、主翼前缘涡的相对位置及其相互控制,也就是它们间的相互干扰。文中根据前掠及后掠鸭翼与主翼组合的实验结果,提出了采用鸭式布局时鸭翼应具有的平面形状及合适的位置选择范围。文中还对双前掠翼布局提出了一些看法。解释了加鸭翼后精侧气动性能出现反常变化的原因。     

W-型无尾气动布局研究

提出了一种新型的飞机气动外形——W-型无尾布局及其气动设计思想，初步研究了两种气动布局方案：前掠翼无尾气动布局和W-型无尾气动布局。采用Euler方程加附面层修正的数值分析方法，研究了两种布局的纵向气动性能，分析了翼身融合及机体大后掠侧缘对气动性能的影响。结果表明，W-型无尾气动布局具有良好的气动性能，其气动设计思想合理可行，具有良好的发展前景。     

前掠翼气动特性研究

为适应飞机新布局发展的需要,进行了前掠翼空气动力特性的低速实验研究。研究内容包括:单独机翼和翼身组合体的纵横向气动特性、流谱及旋涡特性。研究结果表明:前掠翼具有良好的升阻特性,力矩特性及失速特性,可以提供较大的可用升力和良好的大迎角大侧滑角机动性。以上优点在翼身组合体上更为明显。实验发现前掠翼后缘出现后缘涡,观察了前掠翼特有的前后缘涡系的发生和发展,分析了产生前后缘涡系的原因及前后缘涡系对气动特性的影响。     

分布式推进翼身融合飞行器气动特性研究

基于下一代民用客机发展研究背景,针对某特种布局分布式推进翼身融合飞行器,采用数值仿真与风洞试验相结合的方法对其纵向气动特性及失速机理进行分析研究。介绍了该分布式推进翼身融合飞行器的气动构型及数值模型方法,针对当前翼身融合飞行器有无分布式动力影响下的纵向气动特性进行了对比分析,基于当前翼身融合飞行器无动力缩比模型风洞试验,在对数值模型方法进行校验的同时,结合流场显示结果对其大迎角失速发展过程中的流动机理进行分析研究。结果表明：当前分布式推进翼身融合体的分布式动力匣平台区域前缘展向流动是诱导失速发生的主要因素,但中部机身在大迎角下仍能够提供足够大的升力维持飞行,而分布式动力抽吸对于翼上流动具有较为明显的梳理作用,可以用于控制和改善翼身融合飞行器大迎角失速特性。     

分布式动力系统参数对翼身融合布局无人机气动特性的影响

以耦合分布式动力系统的边界层吸入(BLI)翼身融合(BWB)布局无人机为研究对象,研究了动力系统参数对全机在巡航/起飞条件下的气动影响.使用动量源方法(MSM)对NASA涵道螺旋桨模型进行了数值计算,验证了文中数值计算方法的可靠性.采用结构网格及S-A湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程的方...     

翼身融合布局中央机体翼型设计研究

针对翼身融合布局中央机体翼型设计,在满足总体装载约束条件下,研究对称翼型、后卸载翼型、前加载翼型和前加载-后卸载翼型的气动影响规律。150座级BWB布局研究结果表明,采用对称翼型时,外翼需采用较大的负几何扭转角以实现静稳定设计状态下的正零升力矩,但升阻性能损失较大;采用前加载翼型时,受布局平面形状限制,不易达到正零升力矩;采用后卸载翼型或前加载-后卸载翼型时,合理设计前加载或后卸载的区域及大小,可获得升阻及力矩特性较为理想的气动设计结果。翼身融合飞翼布局无人机应用研究表明,采用具有前加载特征的"鹰勾"隐身前缘设计,气动性能损失小。     

DLR-F4翼身组合体流场数值模拟

为了研究阻力计算精度并考察网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程耦合Spalart-Allmaras和Baldwin-Lomax湍流模型,数值模拟DLR-F4翼身组合体流场.使用"超立方体"概念构建绕DLR-F4翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,通过网格细分来研究网格密度对计算结果的影响.结果表明:湍流模型和网格密度对升力影响较小,对阻力影响较大,网格密度对压力系数分布影响甚微;适当地缩小第一层网格到物面的距离,增加物面法向网格点数能改善阻力计算精度.     

考虑机身干扰的机翼气动外形综合优化

由于受机身绕流的影响,后掠机翼翼根的流动非常复杂,翼根气动设计是后掠机翼气动设计的难点.本章发展了基于Kriging代理模型的双层粒子群优化算法,结合雷诺平均N-S方程流场求解器进行了考虑机身干扰的机翼气动外形综合优化研究,在保证机翼相对厚度和容积不减的前提下降低了气动阻力、低头力矩和翼根弯矩.而考虑非设计巡航状态的多...     

翼面结冰对翼身组合体气动特性影响研究

飞机翼面结冰会影响气动性能,危及飞行安全.针对翼身组合体的翼面结冰问题,设计3种不同的冰型:钝头体、双角体和尖头体,对结冰前后的绕流流场及气动特性,采用数值方法进行分析研究.利用多块网格技术,结合法向外推代数方法和求解椭圆型偏微分方程方法,生成计算网格,采用中心有限体积法、LU-SGS双时间隐式推进算法,结合B-L湍流模型,运用流场分区求解技术,完成绕流流场的N-S方程数值模拟.计算与试验数据进行对比分析,说明了所采用方法的可行性和正确性,并给出了不同冰型对气动特性的影响结果.     

通用飞机翼身整流罩优化设计

在飞机飞行的流场中,飞机的各部件存在着相互干扰。机翼、机身交接处的干扰,造成相应的阻力增加,为减少阻力,对原始模型及机翼上移后用CATIA进行整流、修型优化设计后的模型气动特性进行了对比。随着CFD技术的日益成熟,飞机气动外形设计更趋于精细化,对翼身整流罩而言,其外形的设计对飞机气动特性影响很大,因此对翼根整流罩进行具体的分析研究很有现实意义。     

翼型厚度和弯度对前飞扑翼气动性能的影响

扑翼飞行器是一种模仿鸟类和昆虫飞行方式的新型飞行器.翼型参数设计对提高扑翼飞行器性能至关重要,为研究扑翼翼型厚度和翼型弯度对前飞扑翼气动性能的影响,基于自然界中飞行生物的实验观测结果建立了前飞扑翼气动特性计算模型,针对不同厚度和弯度的NACA系列标准翼型,采用计算流体力学方法求解二维不可压缩非定常Navier-Stokes方程,基于有限体积法并结合动态网格技术,分析了低雷诺数条件下对应不同来流速度的刚性前飞扑翼气动力、能耗、气动效率以及周围流场结构随翼型厚度和弯度的变化规律.结果表明,不同来流速度条件下扑翼推力和能耗均随翼型厚度的增大而逐渐减小,随着翼型厚度的增大,扑翼推进效率最大降幅达15.9%;翼型厚度的增加,降低了前缘涡强度并延迟了前缘涡的脱落.翼型弯度可以改变翼型的有效气动攻角,翼型弯度的增加可以显著提高翼型升力和升举效率,并促使尾流中心线向右下方倾斜;正向弯度扑翼在下扑行程能产生更大的升力,而负向弯度扑翼则在上挥行程中产生了更大的推力.     

Comparison of two design methods of aerodynamic biobjectives for airfoil and wing shapes

It is well known that a modern fighter should have high aerodynamic performance, i.e. high CL/CD at subsonic speed and low drag at supersonic speed at the meantime. To realize low cruise drag at supersonic flight the wing plane should not be cambered, while to get high aerodynamic efficiency at subsonic/transonic flight, it should be cambered. A naturally way to solve this conflict is to make the fighter have an 揳daptive wing? i.e. to change the wing shape automatically to satisfy the requir…     

超音速、高超音速机翼的气动弹性计算方法

针对超音速和高超音速流动的特点，分析并检验了各种气动力工程算法(牛顿法，切楔／切锥法，活塞理论，激波膨胀波法等)，并将其推广运用于超音速和高超音速机翼的非定常气动力的计算中。通过与机翼结构运动方程的联立求解，在时间域内实现了超音速和高超音速机翼颤振的数值模拟。通过与实验结果的比较，证明该方法具有较高精度，误差能控制在10％左右。     

The effect of leading-edge sweep angle asymmetry on lateral aerodynamics

Based on the results of force measurement experiment in a low speed wind tunnel, the effect of asymmetrical leading-edge sweep angle on aerodynamic load was investigated with the commonswift’s wing model. The wing model was divided into three segments, i.e., arm wing, hand wingin and hand wingout, and the roll moment produced by the variation of asymmetrical change of wing segment’s leading-edge sweep angle was analyzed.     

Aerodynamic Analysis and Simulation of Flapping Wing Aerial Vehicles on Hovering

In order to design and verify control algorithms for flapping wing aerial vehicles(FWAVs),calculation models of the translational force,rotational force and virtual mass force were established with the basis on the modified quasi-steady aerodynamic theory and high lift mechanisms of insect flight.The simulation results show that the rotational force and virtual mass force can be ignored in the hovering FWAVs with simple harmonic motions in a cycle.The effects of the wing deformation on aerodynamic forces were investigated by regarding the maximum rotational angle of wingtip as a reference variable.The simulation results also show that the average lift coefficient increases and drag coefficient decreases with the increase of the maximum rotational angle of wingtip in the range of 0-90°.     

喷管超音速分离技术在天然气脱水中的应用研究

喷管超音速旋流分离技术是天然气处理工艺技术的一大创新技术,是一种集气体动力学、热力学和流体力学理论为一体的新型气体干燥处理技术,是超音速冷凝与离心分离技术的有机结合。喷管超音速分离器由喷管、超音速翼段、分离段和扩压段四部分组成,它依靠喷管膨胀形成低温、低压超音速流动,并通过超音速翼形成旋流,从而实现冷凝水及重烃的分离。现有研究表明,喷管超音速分离器具有分离效率高,体积小,可实现无人操作,并且不需要使用任何化学药剂等优点,因此该项技术在天然气净化脱水领域具有广阔的应用前景。     

匝道斜桥台翼墙角度的计算方法

本文分析了珠江路立交桥B—B匝道桥台翼墙原设计的角度计算及台尾偏差问题，指出了设计中的不足，并以弦线代替曲线布置翼墙重新推导出了翼墙角度计算的通用公式．     

基于PATRAN/NASTRAN的复合材料机翼蒙皮优化设计

基于有限元分析软件PATRAN/NA STRAN建立了适用于大型复合材料结构的优化系统。对层压板的优化分2级交替进行:第1级优化采用最大应变能准则调整各分层比例;第2级优化先用射线步调参,再从K uhn-Tucker条件和满应力准则出发推导出满足位移约束和强度约束的单元厚度迭代因子进行单元厚度优化。针对文中的优化方法,以复合材料机翼盒段蒙皮铺层优化为例进行了数值计算,通过优化计算验证了该方法有较高的效率,对工程设计具有一定的应用价值。     

基于控制理论方法的跨声速弹性机翼反设计方法研究

结合飞行器在真实飞行条件下受到气动载荷结构发生弹性变形的问题,进行了基于控制理论的跨声速弹性机翼气动反设计方法研究。气动载荷及结构静弹性变形量由气动/结构方程的耦合求解得到。目标函数对设计变量的敏感性信息通过求解相应的共轭方程获得。大展弦比跨声速弹性机翼气动反设计算例结果表明发展的设计方法是成功的,计及静气动弹性变形影响的设计机翼压力分布能够收敛于目标机翼的压力分布。     

正交试验法在前翼子板成形数值模拟中的应用

根据正交试验原理,应用板料成形软件PareStamp 2G对不同压边力、模具与板料间摩擦系数、凸凹模间隙和板料初始尺寸进行数值模拟,将数值模拟的厚度同实际成形件的厚度进行比较,得出上述因素对前翼子板成形结果的影响,并预测了前翼子板较优的理论成形条件。