摘要：高效的网格变形方法可以大幅提高流固耦合数值模拟、基于高精度计算流体动力学(CFD)分析的气动外形优化设计等问题的计算效率。常规的基于径向基函数(RBF)的网格变形方法在变形控制点增多时,会引起网格变形计算量激增,而采用减少变形控制点的方法减小计算量,会带来拟合精度的损失。针对已有RBF网格变形方法计算效率与计算精度不能两全的现状,提出了一种空间嵌套径向基函数模型(SN-RBF),发展了基于SN-RBF模型的高效网格变形方法,在保证网格变形精度的同时大幅度提高了网格变形效率。发展的SN-RBF模型采用多个物理空间相互重叠的子模型代替样本点较多的径向基函数模型,大幅度缩短了径向基函数法网格变形的建模时间。鉴于其便于并行的优良特性,还发展了基于该网格变形方法的并行建模方法与并行网格变形方法,使得网格变形效率得到进一步提升。测试算例表明,建模样本点越多,网格变形效率提升越显著。其中CRM翼身组合体算例,建模效率提升高达16947倍,网格变形效率提升高达5218倍。

摘要：高速共轴刚性旋翼在前飞状态下会产生复杂的非定常涡干扰流动结构及较强的激波,对高速直升机的气动、噪声及振动特性有着重要的影响,这些流动现象的高分辨率捕捉是高速直升机CFD研究中的难点之一。发展了可在大规模并行计算中实现负载均衡的运动嵌套网格系统,提出了能够在人工边界上保持高阶精度的高效嵌套关系辨识及插值方法;在嵌套网格上应用了发展的谱特性自适应优化的五阶非多项式重构WENO格式(WENO-K)和改进的延迟脱体涡模拟(IDDES)方法,从而提高对非定常多尺度流动结构的空间数值分辨率及时间保持能力。针对简单四桨共轴旋翼及X-2验证机的八桨共轴旋翼,进行了非定常涡流场高精度数值模拟,研究了高速共轴刚性旋翼桨尖涡结构的生成、发展、演化过程及涡干扰机制。计算结果表明,高阶格式结合IDDES方法能够显著降低数值耗散并提高多尺度湍流结构的分辨率,捕捉到了桨尖涡的高速发展演化过程及桨-涡干扰现象,并能够分辨出桨叶后缘生成的马蹄状的精细涡面结构,有利于高速共轴旋翼涡流场干扰机制及气动噪声的深入研究。

摘要：This paper introduces the Chinese"Dove"——A practical application system of bird-mimetic air vehicles developed for more than a decade by the Institute of Flight Vehicle Innovation of Northwest Polytechnic University(NWPU)in ***,the main components,flight capability and flight verification of the Chinese"Dove"are ***,the methods for the aerodynamic simulation and wind tunnel experiments are put ***,the design of high-lift and high-thrust flexible flapping wings,a series of flapping mechanisms,gust-resistance layout and micro flight control/navigation system are *** future studies on the application system of bionic micro air vehicles are given,including observation of natural flight creatures,aerodynamics in flight,mechanical and new material driving systems,structural mechanics,flight mechanics,and the information perception and intelligent decision-making control,which are related to research of flight bioinformatic perception and brain ***,some application examples of complex flapping movements,active/passive deformation of bird wings,new low-energy motion-driven system,bionic intelligent decision-making and control/navigation are discussed.

摘要：变体飞行器可以通过局部或整体变形来改变飞行器的外部形状,实时适应多种任务需求,在多种飞行环境下保持气动性能最优,已经成为21世纪航空航天领域的前沿研究热点。本文首先梳理了变体飞行器的气动与总体设计、结构、控制、噪声、隐身之间的联系,然后针对变体飞行器气动设计面临的任务需求,阐述了增升减阻、稳定性和操纵性、降低气动噪声以及增强飞行器隐身性等气动与多学科设计对不同变形方式的需求,最后对变体飞行器关键技术和未来发展方向进行了展望,为变体飞行器气动与多学科设计的发展提供参考。

摘要：针对旋翼流场涡尾迹的高精度数值模拟需求,本文进行了结构化运动嵌套网格技术、高阶精度数值格式、大规模分块并行计算技术、非定常RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方法研究,开发了常规单旋翼/共轴双旋翼计算网格系统生成软件、运动嵌套关系辨识软件、嵌套网格任意分块及嵌套信息匹配软件、旋翼复杂流动高精度并行数值模拟软件,建立了可用于各类旋翼在悬停和前飞状态下的非定常涡流场高精度数值模拟的高效并行化自主软件平台。运用所发展的方法和软件平台,进行了常规单旋翼和共轴双旋翼涡尾迹结构的高精度数值模拟。结果表明,该数值模拟平台具有较高的计算效率和计算精度,同时能够捕捉到精细的桨尖涡结构及其非定常生成、发展和演化过程。

摘要：超声速民机是下一代民机的重点发展方向之一,但声爆仍是制约其投入商业运营的关键核心问题。然而,现阶段低声爆设计相关研究大多针对航迹正下方开展,缺少对全声爆毯声爆特性的考虑。针对该问题,本文开展了机翼上反角对全声爆毯声爆特性影响研究。首先,定义了全声爆毯平均声爆强度,该物理量考虑了不同周向角声爆的感觉声压级与影响域宽度,可衡量全声爆毯的声爆水平;然后,采用声爆快速预测方法研究了机翼上反角与全声爆毯声爆强度之间的关系;最后,通过计算流体力学(CFD)数值模拟分析了机翼上反抑制声爆的原理与对近/远场波形及地面感觉声压级的影响。结果表明,机翼上反能够减弱机翼下方各周向角的激波强度,从而降低整个地面声爆毯内的声爆水平;针对研究构型,13.88°上反角可将全声爆毯平均声爆强度降低3.23PLdB。

摘要：超声速民机已成为世界民机未来发展的主要方向之一。超声速民机由于涉及声爆等一系列特殊的技术问题,比亚声速民机的性能要求更苛刻,对总体气动布局设计提出了更高要求。首先,根据设计思想和主要技术特点,将世界迄今为止的代表性超声速民机布局方案划分为三代:第1代布局主要旨在实现民用超声速飞行并兼顾高低速性能,基本为三角翼/双三角翼布局;第2代布局更加重视低声爆/低阻性能,主要采用大后掠箭形翼布局;第3代布局在低声爆/低阻要求基础上,更加注重多学科综合性能和技术可行性,主要采用“大后掠机翼+鸭翼/T尾/V尾布局和发动机短舱背负式/尾吊式”的布局。其次,梳理了新一代超声速民机总体气动布局设计目前面临的技术瓶颈和难点,对总体设计技术、低声爆设计技术、超声速减阻技术和飞-发一体化设计技术的国内外研究进展和现状进行了综述和分析。最后,展望了新一代超声速民机总体气动布局的发展趋势,针对仍需突破的关键科学与技术问题,探讨了重要研究方向。未来将优先发展超声速公务机或中小型超声速民机,其布局技术特点趋近于第3代布局,声爆、减阻、飞-发一体化、起降噪声、气动弹性、人机功效等方面的综合性能和工程可实现性将成为重点研究对象。

摘要：研究大气湍流对声爆的影响对于新一代超声速民机的低声爆设计具有重要意义。在真实大气环境中,大气湍流是普遍存在的,其会使低声爆波形在由高空向地面传播的过程中发生扭曲、畸变和振荡,并改变波形的能量分布。利用基于单向近似假设的二维HOWARD方程,以类Tu-144飞机的N型波和经过JSGD声爆最小化理论设计的低声爆波形为对象,研究分层大气湍流对N型波和低声爆波形的影响。首先,介绍了考虑大气边界层湍流效应的声爆传播模拟方法,包括改进的二维HOWARD方程及其离散求解方法、分层大气湍流场的建模方法,并采用JAXA抛体试验数据对预测方法的有效性进行了验证,同时与KZK方程预测结果进行了对比。其次,运用本文发展方法研究了N型波和低声爆波形在分层大气边界层湍流场中的传播情况,对地面可观测波形的主观噪声级和超压峰值进行了统计分析,发现大气湍流对增大N型波和低声爆波形主观噪声级(ASEL、PLdB)的概率很小,但很大程度上会增强波形超压峰值。最后,通过改变大气湍流生成过程中3个参数的数值,研究了不同强度的大气湍流场对声爆波形的影响,结果表明:风速脉动幅值和湍流积分尺度的增强对N型波和低声爆波形的感觉声压级影响较大,其平均值随湍流强度的增强而减小,但最大值却增大。因此,对于超声速民机低声爆设计来讲,仍然需要确定大气湍流对地面声爆的影响程度,评估湍流场作用下波形偏离设计结果的可能性。

摘要：发展工程实用的转捩预测方法对于超声速民机层流减阻设计具有重要的意义。传统针对亚跨声速层流机翼设计的转捩预测方法仅考虑了二维Tollmien-Schlichting(TS)波和横流驻波诱导的转捩,无法满足超声速机翼边界层考虑三维TS斜波和横流行波的转捩预测需要。本文改进了双N因子扰动放大因子积分策略,提出了一种适用于超声速层流机翼设计的eN方法。该方法采用固定波角和固定频率方法来寻找不稳定TS斜波和CF行波扰动,再通过固定展向波数/固定频率方法或包络线方法计算其扰动放大因子,实现了考虑TS斜波和CF行波的转捩自动判断。进一步将该方法和雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)求解器结合,发展了耦合eN转捩预测的超声速机翼RANS方程数值模拟方法。针对来流马赫数2.0、后掠角65°的NASA超声速试验机翼,开展了边界层稳定性分析。结果表明,在不同雷诺数下计算得到的横流行波与驻波的扰动放大因子均与文献结果基本吻合,验证了本文方法的正确性。此外,还将本文方法应用于来流马赫数2.0、雷诺数1.39×107、后掠角60°的无限翼展层流机翼初步设计。为了抑制超声速大后掠机翼边界层横流不稳定性,分析并提出了一种使流动在机翼前缘迅速加速、继而维持微弱压力梯度的理想压力分布。经数值模拟评估,设计机翼上表面接近为全层流,验证了本文方法对于超声速民机层流机翼设计的适用性。

摘要：以某双发涡桨飞机为对象,采用精细化笛卡尔网格与混合RANS/LES数值模拟,结合FW-H方程的声类比方法,对某涡桨飞机的有动力降落构型和无动力降落构型(均为1/6缩比模型)开展气动噪声预测与对比研究。通过对比分析近场流动结构、机身表面压力分布与压力脉动探测数据、Lamb矢量的散度分布和远场观测点噪声数据,发现对于无动力降落构型,翼尖、襟翼侧缘、襟翼连接件、襟翼与机身连接处等位置的表面压力脉动显著强于其他区域;对于有动力降落构型,除上述区域外,在螺旋桨滑流的干扰下,发动机舱、机翼前缘和襟翼表面压力脉动明显增大。远场噪声观测数据表明,采用的噪声预测方法不仅能够准确捕捉螺旋桨旋转噪声主频,还能够清晰观测到2倍、3倍及4倍谐频。最终结果显示,有动力降落构型的螺旋桨旋转噪声幅值最大,是最主要的噪声源。有动力降落构型相比于无动力降落构型的总声压级要高20 dB左右。因此,建议针对该涡桨飞机降落构型,其降噪设计重点应放在螺旋桨降噪优化设计方面。