变弯翼型与增升装置多目标气动优化设计研究

针对二维增升装置低速起飞、着陆状态和变弯度翼型高速巡航状态下的高低速气动特性进行综合优化研究,发展了一种基于Kriging代理模型与多目标遗传算法的增升装置多目标气动优化设计方法。使用自适应下垂式铰链襟翼机构,通过襟翼与扰流板联动偏转来改善飞机的低速起降性能及高速巡航性能。将襟翼铰链位置、扰流板偏角和襟翼偏角作为设计变量,通过求解N-S方程来预测初始样本点气动力,利用Kriging代理模型分别建立起飞、着陆和巡航状态下设计变量与气动力之间的关系,得到多个高效气动力预测模型,最后使用多目标遗传算法在代理模型的基础上进行多目标气动优化设计。设计变量变化时计算网格的自动生成采用RBF(radial basis function)动网格技术来实现。基于搭建的高效全局多目标优化设计平台进行了高低速综合气动性能多目标优化,并对Pareto前沿面的多目标解集进行了多设计点校验与分析,筛选出了多目标并重的优化解。     

基于仿生学原理的射流表面减阻性能研究

针对仿生射流表面减阻问题,建立仿生射流表面模型,利用SST k-ω湍流模型对其进行数值模拟,所得射流速度曲线与实验数据吻合良好。研究射流流体对边界层厚度的影响规律,探讨仿生射流表面的减阻机理。利用4因素3水平的正交试验,对射流表面和光滑表面摩擦阻力进行对比分析,得到了射流模型参数对减阻效果和节能效果的影响规律:在不考虑外加射流能量的情况下最大减阻率达50.41%;射流速度对节能效果的影响最大,主流速度对节能效果的影响其次,节能效率与主流速度成正比,最大节能效率为276。射流改变了边界层内的流场结构,使得射流表面的边界层厚度增大,垂直于射流表面的速度梯度减小,摩擦阻力减小。     

分布式零质量射流控制增升装置分离的数值模拟

为改善大型民用运输机的起降性能,以典型的三段翼型为研究对象,研究分布式射流主动控制技术对提高增升装置效率的可行性。给出了零质量射流和分布式零质量射流的作用原理,获得了分布式零质量射流的孔口分布、射流频率、射流动量对增升装置气动性能影响的规律。研究表明:零质量射流不论是吹气或者吸气,都可以增加边界层的能量,延迟分离,使得流动控制整个周期产生的气动效果都要优于未加控制的情形,但其无法完全消除襟翼上表面的分离,分布式零质量射流能达到更好的结果。数值模拟结果表明:零质量射流控制能使升力系数增加7.1%,分布式零质量射流控制能使升力系数增加20.3%,可见分布式零质量射流比零质量射流有更好的控制结果。分布式零质量射流不仅仅是各个孔口射流的简单叠加,而且还受到各个孔口串联作用的有利影响。总结四孔分布式零质量射流的设计准则为:当射流频率为1,射流动量为0.002时,能最大限度地消除襟翼上表面的分离,对升力系数的改善最为明显。     

合成射流用于翼型分离流动控制的研究

合成射流技术是最近发展起来的一种新概念的流动控制技术。该技术的核心是合成射流致动器。实验中利用热线风速仪对致动器喷口的速度进行了测量,以便于确定驱动条件。然后进行了翼型流动控制的实验。实验结果表明所设计的合成射流致动器对翼型的失速特性有一定的改善,翼型的最大升力系数得到不同程度的提高。文中还就存在的问题进行了探讨性的分析和总结。     

多鼓包技术在超临界翼型上的减阻特性研究

针对超临界翼型的流动特征,利用计算流体力学方法,通过典型算例开展了对多鼓包技术流动机理与减阻特性的研究。首先对超临界翼型的绕流特征进行了分析,在流动发生转捩的前缘区域布置鼓包,改善翼型前段的压力梯度,减小湍流粘性,达到减阻的目的。然后在典型超临界翼型RAE2822上,研究了前缘鼓包与激波鼓包分别单独作用时,其几何外形和位置参数对减阻的影响。最后对前缘鼓包、激波鼓包的位置和形状参数进行了协同调整,研究了前缘鼓包对常用激波鼓包的减阻效果的影响。经计算,前后鼓包共同减阻的效果确实优于单独激波鼓包,最大减阻量可达11.5%。     

快背式MIRA模型射流主动控制气动减阻研究

利用CFD仿真软件STAR-CCM+,对类车体MIRA模型的尾流场进行仿真研究。采用主动控制减阻技术的流动控制方式, 应用定常射流的方式控制尾流场的流动结构,探讨射流减阻的减阻措施。使用雷诺时均法SST k-w湍流模型对快背式MIRA模型尾部流场进行数值仿真,对尾部各个可能减阻的位置做了研究,找到最好的减阻工况,并分析了尾部涡流的变化,发现通过控制模型尾部的分离涡,可以改变车体的压力大小,从而减小模型的压差阻力,实现减阻的目的。     

离散涡丝方法模拟矩形射流场的研究

采用三维离散涡方法对不可压矩形射流场进行了数值模拟，结果发现与圆射流不同的是，即使在不加扰动的情况下，封闭涡丝也极不稳定，不再呈现矩形，而是波浪形，并有流向涡产生。矩形涡丝失稳和演变的程度都比圆形涡环的情形更快，本结果对于矩形射流的利用具有指导意义。     

离散型优选法及其应用

本文拟用离散数学模型即数论的方法解释优选法，得到离散型优选法。运用该法得到数论中一般性问题的又一特例；改进了秦九韶方法；同时推出该法是求形式如ａｎｘ＾ｎ＋ａｎ－１ｘ＾ｎ－１＋…＋ａ１ｘ＋ｎ！＝０的整系数方程整数解的最佳方法。     

气泡船减阻技术应用研究

本文从气泡船减阻技术的试验研究和实船开发等方面,总结了国内外微气泡减阻技术的研究进展,探讨了影响气泡船减阻效果的主要因素.对其工程应用中的关键技术进行了分析,并提出了有待深入研究的问题.     

合成射流物理参数对控制翼型流动分离的影响

应用计算流体力学(CFD)技术数值模拟了合成射流对NACA0015翼型流动控制的影响.合成射流施加的位置分别距离翼型前缘12%c、30%c和70%c（c为翼型的弦长）,研究分析在不同位置施加合成射流,控制流动分离的效果随攻角和射流偏角的变化趋势,对组合射流的位置、相位角和动量系数进行研究.以二维不可压非定常Reynolds-averaged Navier-Stokes（RANS）方程模拟非定常分离流动,采用SST湍流模型,压力修正采用压力隐式算子分裂（PISO）算法,时间积分采用隐式处理方法,空间离散采用二阶迎风格式.通过对数值模拟结果的分析表明：1）12%c、30%c和70%c等对应的射流情形,采用切向射流均优于法向射流的控制效果; 2）对于组合射流和单一射流,射流位置应靠近分离点或在分离点之前,才能达到流动控制的目的,射流位置越靠近分离点流动控制效果越佳;3）组合射流选择合适的相位角,可以增强流动控制的效果.     

仿生缝翼的增升作用

以长耳鸮的翅膀为模本构建仿生翼型,并在此基础上构建没有凹口的仿生缝翼及仿生多段翼型。利用快速成型系统制作相应的准二维试验模型,并在低湍流度的风洞内进行试验,结果显示:在攻角小于5°时,仿生翼型的升力系数更大,而在攻角大于5°时,具有仿生缝翼的仿生多段翼型的升力系数更优。同时,仿生多段翼型中仿生缝翼能提高失速角和最大升力系数,而且还能延迟升力系数曲线斜率的下降,从而在一定攻角范围内阻止前缘分离的发生。在低雷诺数下的绕翼烟线显示了仿生翼型的前缘分离,但在相同工况下的仿生多段翼型的流场中没有出现前缘分离。这个优点也许可以被用在未来的前缘缝翼的设计中。     

下表面射流对翼型气动性能影响的数值模拟

为探索增强小迎角下翼型气动性能的射流控制方法,进而实现无舵飞行控制,在环量控制的启发下,提出在NA-CA0012翼型下表面靠近后缘的位置布置射流(Jet on the lower surface of trailing edge,LSTE jet),并通过分析流动状态与参数变化优化LSTE射流的气动控制效果.首先,采用...     

民用飞机前缘增升装置气动特性试验研究

在民用飞机增升装置低速半模风洞试验的基础上,针对内缝翼和短舱导流片进行了前缘增升装置气动特性试验研究,分析了内缝翼长度对增升装置升力系数的影响,比较了短舱导流片在起飞和着陆状态下的气动特性.试验结果表明,增升装置线性段升力系数不受内缝翼长度的影响,失速区升力系数和CL max随内缝翼长度增加而增大;模型安装短舱导流片后,最大可用升力系数、CL max和失速迎角明显增加,升阻比和俯仰力矩特性在失速区也得到了改善,且线性段气动性能没有发生大的改变.     

轴流式止回阀的流动场协同分析与减阻设计

为了分析轴流式止回阀流阻性能,探究阀内结构优化设计方法,引入场协同原理,将该原理从层流推广至湍流.利用Fluent软件对2种不同型号（优化前、后）阀门的内流场进行数值模拟和流动场协同分析,得到压降、流速分布、流动场协同角余弦值分布和有效黏性系数.结果表明：优化后阀内流体的速度场与速度梯度场整体上的协同程度更差,有效黏性系数更小,减阻效果明显,能耗降低;通过对比分析流速分布和流动场协同角余弦值分布,还能从局部流动场协同的角度揭示流阻的变化机理.基于流动场协同原理在流动减阻研究中的优势,提出2种阀结构优化设计的思路.     

微型涡流发生器控制增升装置流动分离研究

针对大型飞机增升装置大偏度状态出现的流动分离问题,采用数值模拟方法,研究使用微型涡流发生器控制其附面层分离的作用机理及流动控制效果.结合风洞实验结果,验证了数值方法的可靠性,并以某型号运输机二维增升构型为对象,系统分析了微型涡流发生器尺寸、安装角、安装位置、排列方式等参数对其流动控制效能的影响规律,获得了设计原则,给出...     

离散型随机变量的数学期望应用举例

数学期望是随机变量的重要数字特征之一.通过几个实例探讨了离散型随机变量在风险决策民事纠纷、疾病普查、博彩游戏等方面的应用.     

发动机位置对大型运输机动力增升效能的影响研究

参照C-17运输机,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型。采用多块结构化网格技术,基于RANS方法,分别对高升力构型和轴对称发动机动力喷流进行了数值模拟验证,在此基础上开展了发动机短舱位置和喷流方位对动力增升效能的影响研究并总结其设计原则。计算结果表明,短舱垂直位置对动力增升效能影响最为显著,发动机每下沉100 mm升力至少损失0.1。为获得理想的动力增升效果,发动机短舱应在避免巡航状态喷流直接冲刷机翼下表面的前提下尽可能地靠近机翼。发动机水平位置主要影响中等以上迎角的气动力特性,短舱前伸有利于喷流进入缝道并且存在兼顾最大升力系数和失速和缓特性的最佳前伸量。发动机负的安装角每增加1°,升力可增加0.1以上,适当给定负的发动机安装角可使得尾喷流向上倾斜从而被襟翼完全阻挡。通过改变发动机位置,在起到更好的动力增升效果的同时,通常都伴有低头力矩增大,压力中心后移,以至于全机安定性增加的同时平尾配平的负担也相应增加。     

惰性气体射流协同控制火焰振荡和NOx排放性能研究

预混火焰燃烧通常会出现热声振荡等问题,严重制约了燃气轮机或油气锅炉的安全运行和洁净排放。为此,提出通过惰性气体射流来调控预混燃烧过程,从而实现火焰振荡和NOx排放的协同控制。惰性气体射流将导致预混火焰振荡模态迁移,既可降低火焰振荡幅值,还可使火焰振荡频率发生改变。相对原子质量大的氩气比相对原子质量小的氦气的控制效果好。惰性气体射流能够显著改变火焰结构,使预混火焰长度变短。     

一种离散型随机变量二项分布函数的应用

简介了经典测试理论,分析了组卷问题的数学模型和常见的组卷算法,提出一种基于二项分布原理的优化随机组卷算法。在组卷过程中,以难度系数为主要控制指标,知识点指标为辅,可以很好地解决试卷的难度控制问题,能够使得试题平均难度系数接近正态分布,符合组卷要求。通过四场摸拟考试与数据得出实验数据呈正态分布,信度是83.22,总体来看属于较高。测试的内容效度较高,基本符合预期。