多段翼型

摘要： 随着航空运输业的蓬勃发展,飞机的噪声污染受到越来越多的关注。在大型飞机起降阶段,增升装置作为主要的机体部件,其辐射出的噪声量级已经占据飞机总体噪声的很大一部分,是未来飞机能否进一步降低噪声达到适航标准的关键性因素。针对增升装置多段翼型30P30N的气动噪声问题进行实验研究,实验在北航D5气动声学风洞中开展,使用Kevlar布和穿孔板对实验段进行了气动声学改造,以满足透声不透气的气动声学实验要求。通过远场传声器和麦克风阵列测量得到30P30N模型的远场气动噪声特性和定位主要声源位置,引进小波变换的信号分析方法得到噪声的时频特性,全面揭示多段翼型的气动噪声产生机理。

摘要： 基于雷诺平均纳维-斯托克斯(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程结合Realizablek-ε湍流模型,采用流体动力学方法对30P30N多段翼型的低雷诺数地面效应进行数值研究,仿真验证30P30N多段翼型在不同高度、不同迎角状态下的气动特性。计算结果表明:低雷诺数条件下,迎角为0时,30P30N多段翼型的最大升力由尾部襟翼提供;受地面效应影响,总体上,翼型离地高度越低,升力系数及升阻比越大,失速迎角越大;小迎角状态时,30P30N多段翼型的中部主翼下翼面发生气流分离,产生层流分离泡,且随着离地高度的增加而出现非典型“哑铃”形分离泡结构;增大迎角后,下翼面气流分离现象消失而上翼面开始出现气流分离。

摘要： 采用有限体积法和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均N-S方程,使用运动壁面边界条件模拟地面的相对运动,研究了地面效应对带扰流板下偏的多段翼型气动特性的影响,并分析了地效影响下升力系数减小的原因.结果表明:随着离地高度的减小,多段翼型的升力和阻力减小,升阻比有所增大;升力系数的减小幅值随着离地高度的减小和迎角的增大逐渐增大,最大可以减小22％左右;地效影响下,主翼上表面吸力减小导致的升力系数减小幅值是下表面压力增大导致的升力系数增大幅值的3倍以上.升力系数减小原因分析表明:①地面效应对干净翼型升力系数的影响与迎角范围有关,在中小迎角下升力系数增大,在大迎角下升力系数减小,而多段翼型往往工作在大迎角下的起降阶段,故其升力系数在地效作用下减小;②扰流板下偏前后的升力系数增量随着离地高度的减小而减小,最大减小量可以达到50％左右,说明地面效应使得多段翼型前后部件之间的增升作用减弱,从而导致多段翼型的升力系数进一步减小.

摘要： 前缘缝翼的位置直接影响着多段翼型的流场特征和缝翼噪声源的分布特性.针对缝翼的噪声性能问题,基于大涡模拟(LES)的非定常流场分析以及FW-H声类比积分方程,对典型多段翼型30P-30N模型进行流场特性和远场噪声辐射特性分析;通过调整缝翼位置,研究缝翼噪声辐射特性对缝翼位置参数的敏感程度,并分析在保持较高气动性能的条件下,有效减小缝翼噪声辐射的缝翼位置参数特征.结果表明:在缝道宽度和重叠长度不变的条件下,适当减小缝翼偏转角度,可在保持气动性能不折损的条件下有效减小缝翼噪声;而继续减小缝翼偏转角,则将增大缝翼噪声.当缝翼偏转角度不变时,减小缝道宽度,同时增大重叠长度,会对缝翼噪声有一定的抑制作用.优化缝翼位置参数是提高机翼气动性能以及控制缝翼噪声的有效途径.

摘要： 探讨一种对多段构型缝道参数进行寻优的方法.以某双通道客机的多段翼型为例,利用均匀试验设计方法设计了不同缝道参数组合的数值仿真工况,并对仿真结果进行了数据分析.同时,以升力系数和升阻比为目标函数构建二次响应面,利用遗传算法对构建的二次响应面进行寻优.优化后,在起飞状态,升阻比提高了53.976％.着陆状态,最大升力系数提高了14.525％.结果表明,该方法有一定的工程应用价值.

摘要： 针对某支线客机,从工程设计的角度,完成了该客机增升装置的气动优化设计.首先根据飞机的相关参数确定增升装置所要达到的气动目标,设计增升装置在机翼的展向和弦向的类型和布置方式,从而确定增升装置的总体设计方案.在二维增升装置设计中,使用NURBS曲线参数化拟合多段翼型缝道部分的外形,通过数值模拟方法和优化算法对三段翼型的缝道外形和缝道参数进行优化设计,最终确定了三段翼型起飞、着陆构型,提出一种二维三段翼型(前缘缝翼、主翼、后缘襟翼)的参数化优化设计方法.在三维增升装置设计中,根据增升装置在机翼展向和弦向的布置方式,取若干关键截面,按照三段翼型的优化结果生成三维增升装置.对三维增升起飞构型和着陆构型的气动特性分析评估表明,所设计的三维增升装置满足设定的气动目标.%By using aerodynamic optimization exploration for aircraft's engineering application,a high-lift system is designed in this paper.Firstly,the overall design of high-lift devices,which consist of aerodynamic performance,the layout on spanwise and chordwise directions,is proposed based on relevant aircraft parameters.In 2-D high-lift design,a parametric design/optimization exploration for a 2-D threeelement airfoil consisted of a slat,a main wing,and a flap is carried out.The exploration describes single-element airfoil shape parameterized by NURBS curves,and selects three-element airfoil configurations with excellent aerodynamic performance both for take-off and landing conditions by using computational fluid dynamics (CFD) technique and optimization algorithms.According to spanwise and chordwise layouts,a number of key cross-sections are selected to generate 3-D high-lift device in accordance with the three-element airfoil optimization results.And 3-D high-lift aerodynamic characteristics are analyzed to make sure it meets the given aerodynamic requirements.The aerodynamic performance analysis shows that the high-lift device satisfies the predetermined design requirements,and the aerodynamic optimization design exploration for civil aircraft's high-lift system provides reference for engineering application.

摘要： 应用基于SST(Shear-Stress-Transport)湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,对大迎角状态下多段翼型缝翼前缘典型角状冰引起的复杂分离流动进行了数值模拟研究.采用后台阶流动标准算例和干净无冰多段翼型分离流动算例对数值方法的可靠性和适用性进行了验证.缝翼结冰状态下的数值模拟结果表明:来流迎角较大时,前缘角状冰将会导致结构相对稳定的流动分离泡产生,分离泡的非定常尾迹会对主翼前缘附近流场产生较为强烈的干扰,抑制了缝道流动的加速效应,使得缝翼增升效率降低.在失速点附近,由于分离泡回流强度随来流迎角而增长,同时脱落旋涡的输运方向逐渐向远离壁面方向偏移,使得尾迹影响区域范围和强度均有所增加.

摘要： 以麦道航空公司的三段增升构型为研究模型,采用剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型在C-H型多块结构网格上求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了前缘缝翼微型后缘装置(MTED)在多段翼型被动流动控制中的应用.由于MTED改变了实际的缝翼缝道参数,因此首先研究了作为主要改变量的缝道宽度对该三段翼型气动性能的影响,当缝道宽度从参考构型的2.95％c增加至3.98％c时,最大总升力系数约减小4.61％.当在不同缝道宽度基本构型上增加相同MTED时,计算结果表明它对各个翼段的影响定性一致,即前缘缝翼升力增加、主翼升力减小以及后缘襟翼升力基本不变化.这些升力变化的综合作用是:MTED构型线性段总升力系数的变化不大,失速段的变化取决于缝道宽度,当缝道宽度为3.98％c时,高度为0.50％c的MTED构型的最大总升力系数约增加6.98％.%Based on the McDonnell Douglas Aerospace three-element high lift configuration,two-dimensional unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes equations together with shear stress transport (SST) k-co turbulence model are employed on the multi-block structured grid of C-H type to investigate application of slat mini-trailing edge device (MTED) to passive flow control of multi-element airfoils.Considering that the actual slat slot parameters would be changed due to addition of slat MTED,effects of the slat gap,as the primary parametric variation,on the aerodynamic characteristics of the studied threeelement airfoil are investigated.The results show that the maximum total lift coefficient is reduced by about 4.61％ when the slat gap increases from 2.95 ％c to 3.98 ％c.The same slat MTED presents qualitatively consistent impacts on individual elements of these basic configurations with different slat gaps,namely increasing slat lift,decreasing main-element lift and almost negligible effects on flap lift.The combination of these lift changes leads to very slight change in the linear region of the total lift coefficient,but more significant variation depending on the slat gap in the stall region.When the slat gap is 3.98 ％c,the maximum total lift coefficient increases by about 6.98 ％ for the configuration with the slat MTED height being 0.50 ％c.

摘要： 本文主要根据CJ828宽体客机的总体参数要求,在CJ828超临界机翼基础上,采用高阶可导的B样条曲线拟合缝道曲线.在前后缘增升装置偏角固定的情况下,针对前后缘增升装置缝道参数的不同组合,设计工况,利用Pointwise快速生成二维多段翼型网格,进行CFD计算,得到起飞构型和降落构型最佳缝道参数组合,并分析优化计算结果.

摘要： 基于验证有效的SJTUICE(Shanghai Jiao Tong University Icing Simulation Code)数值方法,模拟了大粒径过冷水滴(SLD)条件下多段翼型冰形特征,并与常规粒径条件作对比,通过计算流体力学方法分析了多段翼型在SLD条件与常规粒径条件结冰对气动影响的差异性.结果表明:SLD条件下,缝翼处结出的角冰更大且位置更靠后,襟翼处结冰的影响尤为明显,向前生长出较大冰角,造成缝道处流场严重改变.攻角6°~22°范围内,SLD结冰对气动性能的改变远大于常规粒径条件,其中400μm粒径水滴结冰后最大升力系数的下降达63.5%,失速攻角大幅提前8°.

摘要： 飞机在起飞和着陆时，要求有高的升力系数，而在襟翼后缘流动分离严重，阻碍升力系数的增加，可以采取主动流动控制的方法控制分离，提高升力系数。本文利用数值模拟方法，采用SST k-w湍流模型，针对某多段翼，在襟翼设置吹吸气孔，分别进行吹、吸气控制，通过改变流量和孔的位置，进行了襟翼上翼面吹、吸气流动控制对二维多段翼型升力性能影响的数值模拟。计算结果表明：应用吹、吸气技术均可获得更高的升力系数，且能延迟边界层的分离；不同的吹吸气孔流量、位置，对多段翼升力增量有不同程度的影响。

摘要： 多段翼型前后缘襟翼缝道构型对增升装置的气动效率有着极大的影响，多段翼型设计是飞机外形设计中的一项关键技术。本文将遗传算法与计算流体力学（CFD）软件相结合，对某大型客机增升装置的多段翼型进行了优化设计。数值计算采用有限体积法求解雷诺平均N-S方程（RANS），湍流模型采用SA 模型。优化设计过程中将多段翼型前后缘缝隙宽度，重叠量和偏角作为设计变量，将着陆状态的翼型升力系数作为优化目标。优化结果表明，优化后的翼型相对于优化前的翼型气动性能有了很大的提高。

摘要： 本文采用有限体积法求解雷诺平均N-S方程和SST k-ω两方程湍流模型，数值模拟二维多段翼型在不同风洞地板边界条件下流动，并对固定地板边界层吹吸气控制技术进行了数值研究。计算结果分析了地板边界条件对多段翼型气动力、表面压力分布及流动结构的影响，证明了吹吸气控制技术可以有效减小地板边界层厚度，并对均匀吸气与切向吹气两种方法的特点进行了比较。

摘要： 本文基于MADS算法、嵌套网格技术以及刚性动网格技术，以求解RANS方程为气动特性分析方法，对某大型客机带增升装置的多段翼型起飞构型下的缝道、重叠量和偏转角等参数进行优化设计，结果显示，该方法有较高的优化效率及计算精度。

摘要： 对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量,同时作了翼面流谱观察实验,实验结果表明,襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响,本研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3.360,它为普通缝道的多段翼型对应迎角下升力系数的115﹪.

摘要： 该文主要研究了多段翼型的三角形网格的阵面推进法（AdvancingFront）生成技术。对于多段翼型，文中根据每段翼型的结构化网格构造出统一的网格背景信息，在阵面袱进法中可能点的选取和排序是影响非结构网格主成速度和质量的一个重要因素，文中总结出了一套简便实用的选点及排序准则。为了使非结构网格的分布更具光滑性和合理性，文中还研究了提高网格质量的后处理方法。最后，采用上述方法对一典型的三段翼型进行了网格生成实践，并将生成的非阿格成功地应用于流场的欧拉方程计算中。

摘要： 动网格技术是优化设计中关系到网格自动化生成的关键因素。本文研究了近年来国际上出现的基于径向基函数(又称RBF函数)的二维动网格技术。首先介绍了基于RBF函数的动网格生成处理流程；其次对比分析了多种RBF基函数的动网格生成效果，提出了较适宜用：F动网格生成的RBF基函数。进而采用具体的算例验证了该项技术在二维机翼刚体运动和网格变形的适用性。最后，对于二维多段翼型动网格应用情形，提出了一种可行的处理方案。

摘要： 使用雷诺平均NS方程、采用可用于较大分离区的Johnson－King紊流模型、嵌套网格和有限体积法研究大迎角下的多缝道的多段翼型绕流。利用嵌合体技术对组合体每一部分生成高质量并适于高效求解的贴体网格；将J～K模型发展应用于计算缝道流动以及具有边界层、尾迹流文汇的复杂流动。以具有17℅相对厚度的GAW-I翼型带30℅襟翼翼型及—个三段翼型为例进行了计算，计算结果与实验结果吻合很好，证实该方法可以较好的预计多段翼型上的分离流、多缝道流动与最大升力。

摘要： 应用预处理方法求解二维可压缩Navier-Stokes 方程,发展出一套既适用于低速流动,也可用于可压流动的全速度流场解算方法.空间格式利用Ausm 类格式,并采用多步Runge-Kutta时间推进方法.数值模拟了鼓包,RAE2822 翼型,多段高升力翼型的不同速度绕流流场,并与实验数据进行了对比.结果表明基于预处理方法的计算结果与实验数据吻合良好,并在收敛速度和精度方面都有很大的提高,显示本文的工作具有较大的工程实用意义.

摘要： 应用预处理方法求解二维可压缩Navier-Stokes 方程,发展出一套既适用于低速流动,也可用于可压流动的全速度流场解算方法.空间格式利用Ausm 类格式,并采用多步Runge-Kutta时间推进方法.数值模拟了鼓包,RAE2822 翼型,多段高升力翼型的不同速度绕流流场,并与实验数据进行了对比.结果表明基于预处理方法的计算结果与实验数据吻合良好,并在收敛速度和精度方面都有很大的提高,显示本文的工作具有较大的工程实用意义.

摘要： 本发明公开了一种基于四段次数不低于三次的有理Bézier曲线表示的曲率连续的翼型及其生成方法，上型线前缘与尾缘部分分别由两条有理Bézier曲线表示，下型线的前缘与尾缘部分也分别由两条有理Bézier曲线表示，四条有理Bézier曲线通过调整拼接点附近的控制顶点的位置和权值进行依次连接，产生一条曲率连续的翼型曲线。函数中的参数有明确的几何意义，通过调整参数值，可生成预期的翼型或翼型族，能控制翼型的前缘曲率半径，上型线最高点的位置与曲率和翼型的尾部契角，能生成尾缘有厚度和封闭的翼型，实现反向设计；可通过调整参数值让四条有理Bézier曲线逼近现有翼型，以得到已有翼型的近似表达，可应用于正向气动优化设计。

摘要： 本发明提出了一种风洞试验段翼型快速安装装置，分为两组转窗结构，每组转窗结构包括窗门、填块和压盖；窗门为圆形结构，窗门与风洞试验段侧壁配合，且窗门能够绕自身轴线在风洞试验段侧壁上转动，窗门上开有异形通孔，该异型通孔用于将翼型模型水平放入试验段；填块为异形板件，作用是在待测翼型模型安装就位之后，完全覆盖窗门上为传送翼型模型所开的异形通孔，保证翼型风洞试验段的完整，在翼型与试验段洞壁之间不留空隙；压盖分别与窗门和填块固定连接，用于将填块固定在窗门的异形通孔内，保证填块与窗门之间的紧配合。本发明避免了模型拆装一次就重新校准转窗炮台及窗门的工作，为翼型实验的准备工作节约了宝贵时间，有效提高了实验效率。

摘要： 本发明提供了一种主桨叶翼型段标定装置，包括：第一固定装置，用于固定试验件的一端；其中，所述试验件包括主桨叶翼型段；第二固定装置，用于固定所述主桨叶翼型段的中部，所述主桨叶翼型段可穿过所述第二固定装置；所述第二固定装置，包括：第二滑动装置，可沿地面滑动；加载平台，设置在所述第二滑动装置上；第一滑动装置，设置在所述加载平台上；试验件夹持装置，设置在所述第一滑动装置上，用于夹持所述主桨叶翼型段的中部；所述试验件夹持装置可沿所述主桨叶翼型段的弦线方向移动。

摘要： 本发明提供了一种直升机尾桨叶翼型段疲劳试验的加载攻角调整方法，包括：确定出尾桨叶翼型段疲劳试验中尾桨叶翼型段的监控剖面的理论挥舞载荷Mb和理论摆振载荷Mt；在标定台上通过旋转尾桨叶翼型段，得到监控剖面对应的挥舞角度与挥舞应变输出的线性关系，从而获取监控剖面的预扭角；步骤3，对监控剖面进行标定，通过解耦方式得到监控剖面的挥舞标定系数Kb和摆振标定系数Kt；步骤4，计算得到监控剖面的加载攻角的理论预测攻角值。本发明的技术方案解决了现有尾桨叶翼型段疲劳试验过程中，攻角的调节完全依赖于操作人员的主观调试，从而导致攻角调试浪费大量时间，降低疲劳试验效率的问题。

摘要： 本发明属于直升机复合材料主桨叶静强度试验领域，涉及一种直升机桨叶翼型段静强度的试验系统及方法。本发明直升机桨叶翼型段静强度试验系统包括翼型段试验件、加载作动筒、离心作动筒、支柱、力传感器、应变测试仪、疲劳试验台。本发明通过利用疲劳试验台，对翼型段试验件施加离心力，同时通过增设能够测量弯矩的应变测量仪，对翼型段试验件进行四支撑柱支撑和双加载点加载，优化调整试验区间内的弯矩分布，实现在疲劳试验台上对主桨叶翼型的任意区间进行静强度试验加载，解决了需要交替进行疲劳循环载荷加载及静力加载的技术难题，具有较大的实际应用价值。

摘要： 本发明公开了一种整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型。所述整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型包括框架、气动力天平、左段蒙皮、右段蒙皮和中段蒙皮，所述左段蒙皮、中段蒙皮和右段蒙皮依次固定在框架上并将框架包裹，所述框架的两端分别设有左转轴和右转轴；所述框架包括主体、主管梁、前管梁、后管梁和两个端板，所述主管梁、前管梁和后管梁并排设在主体上，所述管梁、前管梁和后管梁的两端通过端板固定，所述主体上设有短轴，所述气动力天平固定在短轴上，且所述气动力天平还固定在中段蒙皮上。本发明整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型整体重量轻且强度高。

摘要： 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，本发明提供一种直升机桨叶翼型段疲劳试验件的改造方法，包括：将桨叶根部段截断至试验所要求的长度；去除桨叶根部截断部位内的泡沫，并填充短切玻璃纤维混合物，对短切玻璃纤维混合物和桨叶的蒙皮进行加热固化；在桨叶根部截断部位的蒙皮外表面铺设大梁带，并用玻璃布进行包裹；包裹之后，对玻璃布、大梁带和桨叶根部截断部位的蒙皮进行加热固化；在铺设大梁带的区域相对的两侧加装夹板，完成疲劳试验件的改造。

摘要： 本实用新型公开了一种整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型。所述整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型包括框架、气动力天平、左段蒙皮、右段蒙皮和中段蒙皮，所述左段蒙皮、中段蒙皮和右段蒙皮依次固定在框架上并将框架包裹，所述框架的两端分别设有左转轴和右转轴；所述框架包括主体、主管梁、前管梁、后管梁和两个端板，所述主管梁、前管梁和后管梁并排设在主体上，所述管梁、前管梁和后管梁的两端通过端板固定，所述主体上设有短轴，所述气动力天平固定在短轴上，且所述气动力天平还固定在中段蒙皮上。本实用新型整体框架三段式翼型风洞动态测力试验模型整体重量轻且强度高。

摘要： 本实用新型属于直升机主桨叶翼型段疲劳试验技术领域，涉及一种直升机主桨叶翼型段疲劳试验台用弹簧片连接结构。所述的结构包括弹簧片活动座(2)、水平弹簧片(3)、角板和连接板(7)，弹簧片活动座(2)通过水平弹簧片(3)和角板安装在连接板(7)上；其特征为：所述的角板为独立的活动角板(8)，活动角板(8)通过螺栓固定在连接板(7)上，独立的活动角板(8)与连接板(7)形成U型夹持结构，水平弹簧片(3)通过螺栓连接安装在U型夹持结构内。采用活动角板连接结构，可以在不拆除桨叶的情况下，更换弹簧片，只需20分钟，大大提高工作效率，同时降抵劳动强度，对桨叶无任何额外损伤。

摘要： 本发明涉及一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法，该方法包括如下步骤：(1)建立带有前缘缝翼后缘襟翼多段翼型飞机模型并导入fluent软件；(2)构建飞机模型的垂直下落运动函数，并导入fluent软件；(3)选取湍流模型；(4)设置仿真参数，包括流体参数、翼型材料参数、工作环境参数、边界条件参数、动网格更新模型、求解方法和求解精度；(5)运行fluent软件，获取飞机垂直下落过程中翼型周围流体流动参数变化图，包括速度、压力和温度变化图。与现有技术相比，本发明能有效获取飞机降落过程中的外流场动态数值，便于对飞机起降性能评估以及增升装置的设计提供参考。