翼尖小翼对H型垂直轴风机气动性能的影响研究

为探究翼尖小翼对H型垂直轴风机气动性能的影响规律,采用数值仿真方法,应用商业CFD软件Fluent计算并分析了翼尖涡流对不同展弦比叶片平均升力的影响。同时,用数值仿真方法分析了安装翼尖小翼前后翼尖涡流和叶片升力大小的变化,并通过试验对计算结果进行验证。研究结果表明,H型垂直轴风机叶片的展弦比越小,叶片升力受翼尖涡流的影响越明显;翼尖小翼适用于小展弦比的H型垂直轴风机,可有效削弱翼尖涡流的不利影响,增大叶片升力、提高叶片效率。     

无人机小翼隐身结构的质量和刚度优化

为了降低无人机的侧向雷达散射截面,提出了一种无人机翼梢小翼的隐身结构布局方案:隐身结构的翼面蒙皮由玻璃钢制成,主承力件为碳纤维复合材料层板结构,蒙皮与主承力件之间填充吸波材料。为获得力学特性最佳的主承力结构件的形状,在建立隐身结构参数化模型的基础上,应用有限单元法对隐身结构的强度和刚度进行了分析,并应用多目标遗传算法对主承力结构件的形状进行了优化,计算后获得了一组结构质量和翼尖位移最小的解集。优化结果为隐身结构方案的确定提供了定量依据。     

基于矩方法的无人机机翼可靠性分析

基于极限状态函数矩估计可靠度方法，计算了具有隐式极限状态函数的某型无人机机翼的可靠性。该方法通过求解具有隐式极限状态函数的机翼翼尖最大变形的前四阶矩，并利用可靠度与极限状态函数矩的关系求解出了该无人机机翼的可靠度。     

大展弦比复合材料机翼静气动弹性参数分析

计算了复合材料机翼的翼尖挠度和静气动弹性稳定性导数随海拔高度、速压及马赫数的变化。经研究发现:静稳定性导数随马赫数和速压的增大而减小,但其随马赫数的变化比较缓慢,而随速压的变化比较显著;翼尖挠度随海拔高度的升高逐渐变小,随马赫数的增加虽略有增长但比较小,随配平攻角的增加增长速度变化迅速。     

优化航空器性能——访AeroVironment公司工程负责人D.J泰勒

全球鹰是一架与波音767有相同翼展的无人飞机,设计重量减轻10%使得它能够在65000高空持续进行一个星期的通讯和侦查。它的设计极限载荷为每平方英尺工况下最大机翼载荷3.5磅,该飞行器翼尖最大变形超过22英尺。     

考虑滑流效应的静气动弹性分析研究

随着电推技术的快速发展,分布式螺旋桨推进技术在中小型飞行器中的应用研究更加深入。针对大展弦比机翼柔性较大、变形大问题,开展螺旋桨滑流效应与机翼弹性变形的复杂气动结构耦合研究。基于自研CFD软件,采用激励盘代替螺旋桨计算定常气动力,通过RBF方法进行气动力和位移的双向插值,结构计算基于开源程序TACS,完成分布式多旋翼-机翼静气弹分析方法及程序的建立。重点研究螺旋桨旋转方向和转速对机翼气动特性的影响,结果表明,螺旋桨顺时针旋转时阻力更大,旋转方向对机翼升力和变形量影响较小;螺旋桨转速越高,翼尖位置处的静气弹变形越明显,导致机翼表面的气动力重新分布。     

形状记忆合金驱动可变后掠角翼梢小翼的研究

常规飞行器的小翼翼型一般是固定不变的,只能在特定的飞行状态下具有最优的气动性能。但是当飞行状态发生变化时,气动性能便不再保持最优。为解决该问题,提出一种基于形状记忆合金（Shape Memory Alloy,简称SMA）驱动的可变后掠角翼梢小翼方案。基于形状记忆特性,将形状记忆合金材料作为驱动器,可为变后掠角翼梢小翼的设计和优化提供更多可能性。针对民航飞机起飞、巡航和降落三种典型工况,通过计算流体力学方法（CFD）分析不同后掠角度翼梢小翼对飞机气动性能影响,得出最佳后掠角度分别为35°、45°和50°。为实现不同飞行状态下后掠角度的变化,设计一种基于SMA丝驱动的可变后掠角翼梢小翼结构。在只考虑SMA材料受轴向拉伸力作用的条件下,经数值计算得到了应力应变关系以及不同应力作用下应变同温度的关系。基于以上材料特性确定SMA丝的热处理方法,并根据SMA丝的动态特性曲线和初步设计要求确定其尺寸规格。该机构根据不同的飞行状态自动调整小翼后掠角度,从而提高机翼的升阻比。     

几何非线性在机翼结构设计中的影响研究

基于MARC2003非线性有限元计算软件,比较翼根短盒段、翼根长盒段以及整体机翼结构的非线性稳定性分析结果。通过上述比较发现工程上常用的方法,即以危险部位代替整体结构并以线性计算出的节点位移,作为非线性计算的边界条件进行非线性稳定性计算,将会带来较大的误差,因此不宜在稳定性设计中采用。随后,从机翼挠度变形和翼尖扭角两个方面出发,通过与线性分析相比较,阐明非线性行为随飞行过载演变的历程,从而得出结论,在过载系数小于2时非线性对挠度变形的影响不大,相比之下非线性对扭角的影响却尤为突出,因此在机翼扭转刚度设计以及气动弹性设计中必须考虑非线性的影响。     

长直机翼带外挂系统的颤振及响应研究

考虑长直机翼的几何非线性,采用非定常气动力,根据Hamilton原理推导了长直机翼带外挂系统的气动弹性运动方程。运用伽辽金法进行离散,通过数值模拟研究了系统的颤振特性及响应。结果表明:增加外挂质量,安装在靠近翼尖位置并且位于弹性轴之前约40%半弦长时,颤振临界速度最大;外挂连接刚度的降低,会使颤振临界速度减小。由于几何非线性的影响,系统的响应非常复杂,这里的算例经历了从收敛到单个极限环振动,经拟周期运动进入混沌,再由混沌进入周期3的过程。     

后缘小翼智能旋翼有限偏角减振效果分析

建立了适合带后缘小翼的缩比模型智能旋翼减振优化分析方法。考虑小翼运动引起的气动力和惯性力对旋翼系统的影响,建立带后缘小翼的旋翼气动弹性分析模型,使用一种高效的代理模型方法计算带后缘小翼的翼型气动力。使用隐式梯形公式求解气弹耦合动力学方程得到桨叶的弹性响应,采用力积分法计算桨叶剖面振动载荷与桨毂载荷。以小翼操纵输入为设计变量,以桨毂载荷幅值为目标函数建立优化问题,使用最速下降法求解最佳减振效果对应的小翼偏转规律。结果表明本模型计算的结构与气动载荷可靠,对不同前进比状态,后缘小翼都能有效降低桨毂垂向振动载荷。使用直接约束法和目标权重法都能模拟小翼偏转能力不足的情况,小翼偏转能力对减振效果有明显影响,偏转能力不足时后缘小翼仍具有一定的减振效果。     

Winglet geometry effects on tip leakage loss over the plane tip in a turbine cascade

The effects of winglet offset distance, winglet coverage, and winglet cross section on the over-tip leakage loss for the plane tip have been investigated experimentally in a turbine blade cascade for a tip gap height-to-span ratio of h/s = 1.36 %. The results show that the over-tip leakage loss for the full coverage winglet increases steeply with increasing the winglet offset distance. This loss generation is attributed to flow disturbances over the forward-facing and backward-facing steps within the tip gap. The winglet flush mounted to the tip surface provides the best result. With the leading edge winglet portion or without it, the both-side winglet always provides better aerodynamic performance than the corresponding pressure-side winglet or suction-side winglet. Longer coverage of the both-side winglet leads to lower loss. Therefore, the full coverage winglet performs best in the loss reduction for the plane tip. In general, thinner winglet leads to better aerodynamic result, and the winglet cross section having a slant bottom surface with the smallest thickness at its outer end is recommended.     

Aerodynamic losses for squealer tip with different winglets

Aerodynamic loss measurements and flow visualizations have been conducted for a squealer tip with different winglets. The present results for seven winglets indicate that winglet coverage along the pressure side has a negative effect in the loss reduction, whereas winglet coverage along the suction side has a positive effect. Winglet coverage along both sides performs better than that along the pressure side but worse than that along the suction side. The upstream half of the suction-side winglet plays a crucial role in the loss reduction. Thus, this portion needs to be included in the winglet for better aerodynamic performance. The pressure-side winglet brings additional flow disturbances similar to the ones existing over the plane tip back to the tip gap flow over the squealer tip. For the suction-side winglet, however, the tip gap flow is separated from the casing in a wide range between the leading edge and mid-chord.

     

Tip gap flow and aerodynamic loss generation in a turbine cascade equipped with suction-side winglets

The tip gap flow and aerodynamic loss generation over a plane tip equipped with a “constant-width suction-side” (CWSS) winglet and a “varying-width suction-side” (VWSS) winglet have been investigated in a turbine cascade. For a fixed tip gap of h/c = 2.0%, three different winglet widths of w/p = 5.28, 10.55, and 15.83% are tested for the CWSS winglet. The VWSS winglet is designed based on flow visualization and has almost the same winglet area as the CWSS winglet of w/p = 15.83%. In general, the suction-side winglets have a role to increase aerodynamic loss in the tip leakage vortex region but reduce aerodynamic loss in the passage vortex region. For the CWSS winglet, the total-pressure loss coefficient mass-averaged all over the measurement plane has no appreciable changes with increasing w/p from 0.0 to 10.55%, but tends to decrease with further increment of w/p. The VWSS winglet performs better in reducing aerodynamic loss in the passage vortex region than the CWSS winglet of w/p = 15.83% but leads to a little bit higher aerodynamic loss in the tip leakage vortex region. The aerodynamic loss reduction by the VWSS winglet is 7.4% in comparison with the plane tip without winglet, and is about 60% lower than that by the widest CWSS winglet.     

来流马赫数对激光等离子体减阻性能影响

激光等离子体减阻是一种新概念减阻方式,用来减小高超声速飞行器的气动阻力。通过数值模拟的方法研究了飞行高度为30km时,不同来流马赫数对钝头体前部激光等离子体减阻性能的影响。结果表明,通过在钝头体前部注入激光能量形成等离子体能有效减小钝头体受到的阻力。在能量一定的情况下,随着来流马赫数增大,减小的阻力增多,减阻比逐渐减小,即使是在很大的来流马赫数的情况下,仍然有比较好的减阻效果。     

叶尖小翼调控压气机叶栅间隙流场结构的试验研究*

在低速条件下,对叶尖不同位置安装小翼的压气机叶栅流场进行试验研究。通过端壁静压孔对上端壁流场进行测量,叶栅出口流场利用五孔气动探针测量,细致分析不同安装方式叶尖小翼对压气机叶栅叶尖端区流场结构、气动损失和通流能力的影响。结果表明,不同安装方式的叶尖小翼对压气机叶栅间隙流场影响不同。与无叶尖小翼的常规叶栅相比,吸力面小翼使得叶栅损失降低的同时带来了流动堵塞的降低,压力面小翼使得叶栅损失和流动堵塞同时增加,组合小翼在降低叶栅损失的同时有效降低了叶栅的流动堵塞,改善了叶栅的通流能力。通过与常规叶栅叶尖区域流场结构的详细对比分析,对不同安装方式的叶尖小翼的影响机理做出解释。     

基于源项和贴体网格CFD的翼型冠涡轮叶栅气动性能预测对比

翼型冠是控制涡轮叶片叶顶泄漏流动的一种叶顶结构。在翼型冠涡轮叶栅气动性能的数值模拟中,为降低计算成本,本文采用了一种基于源项的CFD技术。该方法无需构建翼型冠真实几何结构和生成贴体网格,只需在叶顶附近构建源项域并采用均匀网格进行离散,随后在网格点上定义材料多孔度,并在控制方程中引入与多孔度有关的源项函数。采用基于源项的数值模拟方法,首先计算了某一翼型冠涡轮平面叶栅的气动流场,并分析均匀网格尺寸和湍流模型方程源项对计算结果的影响。然后,在翼型冠源项基础上,分别增加了密封齿和叶顶喷气源项,以研究源项法在有密封齿和有叶顶喷气翼型冠叶栅性能计算中的准确性。通过与基于贴体网格(即真实结构)的数值模拟结果相对比,发现源项法计算能够较准确地评估翼型冠、密封齿和叶顶喷气对涡轮叶栅气动性能的影响。此外,降低均匀网格尺寸能提高源项法的可靠性。研究有助于发展用于模拟包含任意复杂结构流动问题的计算方法,能为基于源项法的翼型冠叶顶结构优化提供快速准确的数值模拟工具。     

基于DOE的整车气动优化减阻研究

以国内某款运动型多用途汽车（SUV）作为研究对象，应用DOE的方法，通过软件STAR-CCM+，采用Realizable k-ε湍流模型，对整车底部进行了减阻方案研究。采用试验优化设计的方法，运用极差分析法对仿真数据进行了分析，找到最佳减阻方案。研究表明，最佳减阻方案的整车阻力系数相对于原始模型有大幅降低，降幅达6.09%，前轮挡风板对整车阻力系数的影响最大，后轮挡风板对整车阻力系数的影响最小。通过对整车外流场的分析，阐明了减阻机理。     

非牛顿介质中图形化表面对减阻效果的影响

为研究图形化表面在非牛顿介质中对减阻效果的影响,在微摩擦试验机(UMT)上进行了销盘润滑实验。实验中在硅片的表面刻蚀了纵向和横向2种沟槽以形成不同的表面图形。实验表明,与光滑表面相比,当剪切速率处于牛顿流动区时,沟槽具有一定的减阻效果;而当剪切速率处于剪切稀化区时,沟槽表面的阻力上升;并且横向沟槽表面的阻力总是大于纵向沟槽表面的阻力。流体数值计算的结果表明,横向沟槽侧壁的压差阻力和纵向沟槽侧壁的粘性阻力无法完全补偿沟槽底面上的阻力损失,因而产生了减阻效果。     

柔性管与紊流耦合的减阻特性

为探讨柔性管与紊流耦合的减阻特性和初步机理,使用双重管结构,对柔性管的减阻特性进行试验研究,采用激光传感测位仪对柔性管外壁的位移脉动特性及其与柔性管减阻率之间的相关性进行研究。结果表明,壁厚越小,雷诺数越大,柔性管减阻率越大;在双重管结构及雷诺数约为3×104时,壁厚为2 mm、3 mm及4 mm柔性管的减阻率依次约为16%、11%、9%;管外壁位移脉动的低频方均根值与减阻率存在正相关关系;在高雷诺数下,由于使用理论模型计算的管径膨胀引起的减阻率偏低,单重管的减阻率比实际值偏高。     

仿生非光滑汽车表面的减阻分析

基于计算流体力学数值模拟方法,将非光滑表面应用于汽车。通过仿真实验研究非光滑车身表面气动减阻的可行性,并采用正交试验方法,通过计算汽车的空气阻力系数来分析非光滑单元体的形状、大小,以及分布位置和排列方式对减阻性能的影响,根据分析结果得到了合理且能够减阻的汽车仿生非光滑表面结构。