【摘 要】
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基于RAE2822超临界翼型的二维CFD计算揭示了后缘襟翼向上偏转对翼型附近跨声速流场的影响。与原始翼型相比，后缘襟翼向上偏转后，激波强度被削弱，并由于机翼后缘处流动受到压缩，压力增大，故激波向流动上游移动。激波波脚处的流动分离也被减弱，甚至完全消失，故推迟了抖振的发生。在DPW III大会上发布的超临界机翼Wing1的基础上进行的三维数值计算结果表明，与二维时结果类似，和原始机翼相比，襟翼向上偏
【机 构】
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北京航空航天大学航空科学与工程学院学院,北京100191 北京航空航天大学大型飞机高级人才培训班,
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基于RAE2822超临界翼型的二维CFD计算揭示了后缘襟翼向上偏转对翼型附近跨声速流场的影响。与原始翼型相比，后缘襟翼向上偏转后，激波强度被削弱，并由于机翼后缘处流动受到压缩，压力增大，故激波向流动上游移动。激波波脚处的流动分离也被减弱，甚至完全消失，故推迟了抖振的发生。在DPW III大会上发布的超临界机翼Wing1的基础上进行的三维数值计算结果表明，与二维时结果类似，和原始机翼相比，襟翼向上偏转后机翼上表面的气流分离被抑制，推迟了抖振的产生，机翼的抖振起始迎角与起始升力系数皆有显著的提高。
其他文献
将一种基于敏感性分析计算气动力导数的方法拓展至适用于任意三维外形飞行器任意运动的通用方法。从非惯性系下的欧拉方程出发，推导了气动相关的敏感性导数的三维控制方程，并利用气动敏感性导数直接求解动导数。基于敏感性方程组，构造了求解敏感性方程组的完整数值方法。为了验证该方法，以三维超音速钝锥为例，计算了在俯仰振荡下的静态导数和动态导数，并和实验值进行对比。
发展了一套完全自动化的翼型结冰数值模拟软件，并对结冰影响因素进行了深入分析。采用基于非结构网格技术的有限体积方法、结合动弹网格技术及与Gridgen接口的网格重新生成技术求解二维N-S方程用以提供外流场解，发展了拉格朗日法水滴轨迹计算方法及水滴与物面碰撞判据，用以计算水收集系数，基于以上外流解及结冰模型计算方法，发展了一套在网格生成、冰形生长、结冰后网格更新、外流解计算等模块中均实现完全自动化的翼
采用DES方法和滑移网格技术对主翼和鸭翼后掠角分别为40°和60°的非共面鸭式布局翼身组合体进行了不同频率的类正弦俯仰运动数值模拟.运动模拟了单俯仰自由度下翼身组合体由平飞拉起至最大迎角后下俯恢复平飞的过程,起始迎角0°,最大迎角30°,俯仰无量纲减缩频率为0.045,0.09和0.18.为便于对比,同时还对去除鸭翼的单三角翼翼身组合体进行了相同俯仰运动的计算.
用Fluent流体计算软件对二维楔形体和圆柱的入水冲击过程进行了数值分析。采用VOF方法进行自由液面的模拟，借助UDF和动网格技术实现物体冲击入水的运动过程。其中，对楔形体进行了25°和30°两种抬升角的数值计算，通过将计算结果与相关论文里的试验值与计算值比较，说明了该文对二维物体的入水冲击过程模拟理想，验证了数值模拟的合理性与有效性，并对比较的结果进行了相关的分析总结，希望能对物体入水冲击研究提
该文在作者课题组以往的动态混合网格技术和非定常计算方法研究的基础上，建立了耦合动态混合网格技术、非定常NS方程、六自由度动力学方程、飞行控制律的一体化数值模拟技术，初步构建了针对"虚拟飞行"问题的数值模拟平台。其中的动态混合网格技术综合利用了弹簧松弛法、背景网格映射法、局部网格重构技术，解决了大位移、大变形问题的动态网格生成难题；非定常NS方程、动力学方程、飞行控制律通过"松耦合"的方式进行一体化
对流体力学和飞行力学方程的"松耦合"和"紧耦合"方法进行了研究。针对六自由度运动方程的求解,采用了线性多步法,在统一框架内同时实现了"松耦合"与"紧耦合"方法。在此基础上,建立了耦合动态混合网格生成、非定常流场计算、六自由度运动方程求解的一体化计算方法。通过圆柱涡致自激振荡(vortex induced vibration,VIV)的模拟,对各种耦合算法的优劣及适用范围进行了评估。
采用HWCNS高阶精度格式求解雷诺平均NS方程，利用多块对接结构网格技术，对30P-30N多段翼型进行网格收敛性研究，在实验结果的基础上对比分析5阶和7阶精度HWCNS格式的计算结果并给出流场结构对比分析图，在不考虑转捩的情况下详细研究SA一方程湍流模型和SST两方程湍流模型对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。最后，采用5阶精度HWCNS格式和SST两方程湍流模型模拟Trap机翼低速复杂流场，
基于CATIA二次开发技术搭建了飞机机翼及增升装置的设计平台。设计者可通过输入机身及机翼外形参数，实现翼身组合体的快速参数化建模及修改，并且能够调用Gridgen脚件自动生成结构网格并在CFL3D求解器中进行流场求解，为满足机翼的控制翼型快速参数化修改的需要，平台采用B样条曲线对二维翼型进行拟合与修型，修型后的翼型可以直接替换原有翼型，随后，平台可以在翼身组合体上切割出三维增升装置，并根据给定的前
进行了基于RAE2822超临界翼形的二维CFD计算。数值计算结果表明，此装置可以有效降低翼形的升力与阻力，升阻比则比原始翼形略有增加。从而使翼形的飞行状态重新回到抖振边界之内。另一方面，数值计算结果还表明，在跨声速飞行状态下，微型后缘上偏襟翼可以有效减小甚至完全消除翼形激波后部的分离泡，并抑制激波的振荡，从而起到稳定激波，消除抖振，提高抖振边界的作用。
为了研究涡固耦合噪声机理,选用简化的串列柱-翼模型,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性声学方程(NLAS)求解声场相结合的途径,数值求解模型噪声典型位置处的流场结构和噪声预测结果。结果表明,该方法可以成功预测涡固耦合干扰噪声,NLAS方法对不同尺度的流动特征都具有较好的数值模拟能力。计算观测点处的声压级及声压随时间步数的变化情况,其结果与国外实验结果相对比取得较好的一致性。