摘要：揭示混合层流控制(HLFC)作用下超临界机翼气动设计原理及综合收益变化规律,是开展HLFC超临界机翼设计的关键。针对具有中等后掠角的大展弦比机翼,借助耦合RANS求解器与eN的转捩预测方法,分别基于传统超临界机翼及自然层流(NLF)超临界机翼典型设计升力系数,开展HLFC机翼气动鲁棒设计。设计升力系数为0.53和0.46时分别获得10.06%和9.6%的减阻收益。HLFC机翼具有比NLF超临界机翼更大的适用设计升力系数。吸气控制强度沿展向方向随当地雷诺数的减小呈递减趋势,在弦向方向呈现类“凹”字形的分布特征。针对中短程客机的HLFC综合收益分析表明,降低吸气控制系统的重量惩罚,以一定吸气功率代价,提高巡航升阻比,可显著提高HLFC超临界机翼的效能。

摘要：为了实现绿色航空节能减排的目标,层流设计技术成为飞行器设计者的研究热点。对于跨声速客机而言,超临界自然层流机翼设计技术将显著减小飞行阻力,提升气动性能,减少燃油消耗和污染物排放。首先,基于高精度边界层转捩预测技术耦合翼型优化设计系统,实现超临界自然层流翼型设计;经过合理的翼型配置,形成超临界自然层流机翼。转捩数值模拟分析结果表明,超临界自然层流机翼的层流流动特性良好。然后,以比例为1∶10.4的试验模型在荷兰高速低湍流度风洞进行边界层转捩风洞试验,使用温度敏感材料涂层(TSP)技术拍照获得机翼表面在不同马赫数、雷诺数和迎角工况下的层流-湍流分布。最后,通过超临界自然层流机翼边界层转捩试验结果,探讨了该类型机翼的转捩特性随来流参数的变化规律,总结了超临界自然层流机翼设计的关键因素。此外,该模型也可用来验证边界层转捩预测技术在超临界、高雷诺数工况下的预测精度。

摘要：先进的气动优化设计思想与方法,对于提升大型民机气动与综合性能具有至关重要的意义。探讨了大型民机超临界机翼气动优化设计的基本准则和要点,并结合代理优化算法,提出了一种面向工程应用的多轮次高效全局气动优化设计方法。首先,通过一系列解析函数/翼型/机翼优化测试算例进行了验证。其次,将所提出的方法与人工修型相结合,开展了针对宽体客机超临界机翼的两轮气动优化设计,使其气动性能得到显著改善。最后,采用不同的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解器对安装优化机翼的全机巡航构型进行了典型状态的气动性能综合评估。研究结果表明,所提出的代理优化算法具有很高的优化效率、较强的约束处理和全局优化能力;将所发展的基于代理模型的多轮次气动优化设计方法与人工修型相结合,能够获得满足设计要求的气动外形,验证了该方法在大型民机超临界机翼气动设计中的有效性和工程实用性。

摘要：发展商用运输机标模是我国独立发展具有自主知识产权的先进民用飞机的重要支撑手段,对验证CFD技术和确认风洞试验品质具有重要意义。结合国内外主流宽体商业客机的布局特点和气动设计需求,基于自主开发的AMDEsign设计平台,设计研发了宽体客机标模CHN-T2。标模设计马赫数0.85,设计升力系数0.48。模型充分体现了主流宽体商用客机典型的双通道机身/超临界机翼/平立尾/翼吊通气短舱等几何特征,具有典型的部件间强干扰/激波分离/转捩等流场特征以及优异的高亚声速巡航/高升阻比气动效率等性能特征。通过气动外形优化设计、短舱吊挂组件影响及雷诺数效应等研究,并结合风洞试验数据对比分析,最终确认CHN-T2模型巡航升阻比达到21.8、阻力发散马赫数约为0.872、抖振边界大于1.3倍巡航升力系数、风洞试验准雷诺数为3×10^(7)。研究认为,CHN-T2模型具有良好的气动性能,能够作为先进宽体客机气动标模进行应用推广。通过持续建立的丰富气动数据库和流场影像,可有力支撑宽体客机流动机理分析、CFD技术验证与确认、先进风洞试验技术发展验证、CFD与风洞数据相关性等研究。

摘要：大型客机高速气动设计需融入型号的设计经验、准确的数值分析方法以及高效的全局优化流程。将型号研制积累的设计经验及准则与现有数值计算工具、优化算法和计算机硬件资源相结合,探索发展了基于CFD的大型客机气动优化设计综合方法,该方法系统综合全局优化与局部寻优、人工经验与数值优化、参数化方法和参数控制以及自动化网格生成等方法和技术,大幅提升了气动设计效率。同时,完善了工程中实用的大型客机高速气动设计方法和流程,设计过程中融入了气动、结冰、静气动弹性等多专业的综合约束,反映了机翼设计多学科综合的本质特征,有助于形成综合最优的设计方案。以大型客机的超临界机翼优化设计为例,叙述了其在高速气动设计工作中的应用。

摘要：在FL 2 1风洞中进行了高速情况下Gurney襟翼对超临界翼型增升实验研究 .0 .5 %C、1 .0 %C、1 .5 %C和 2 .0 %C高度的Gurney襟翼分别使翼型最大升力系数提高了 6.0 %、1 2 .4%、2 1 .7%和 2 2 .3%,其中 ,1 .5 %C高度的Gurney襟翼使翼型获得了 33.2 %的最大升阻比增量 .其增升机理则是由于Gurney襟翼前表面压力增强 ,而其下游底部吸力增加 。

摘要：发展单通道客机标模,特别是针对国内客机研制的标模,一方面利于确认CFD软件计算的可信度,从而促进CFD软件能力提升,为客机气动外形设计提供可靠的分析工具;另一方面有利于确认风洞试验品质,校对测量仪器,改良干扰修正方法,研发先进测量技术。本文介绍了用于确认风洞试验和CFD可信度的标模CHN-T1的气动外形设计。该标模包含机身、机翼、平尾、立尾、短舱、吊挂等部件。对机翼开展了详细优化设计,并配置单通道的窄体机身、满足稳定控制需求的平尾和立尾、翼下吊挂的通气模型短舱,组成全机干净构型,具有现代单通道客机的典型几何外形特征。标模设计马赫数为0.78,设计升力系数为0.5。机翼采用高气动效率的超临界翼型,在有/无短舱/吊挂组件的影响下,机翼均展示了良好的气动性能。相关信息可为即将召开的"第一届航空CFD可信度研讨会(AeCW-1)"提供基础。

摘要：针对某支线飞机试飞过程中机翼液压管路的故障问题展开分析研究,给出了排除故障的办法,对这部分管路进行了优化设计,并对相似机型的管路设计进行了对比分析,提出了机翼后缘导管设计的注意事项。

摘要：大型飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制中必须解决好高升阻比机翼、翼身组合体设计,推进系统/机体一体化设计,抖振特性、静气动弹性特性预测及超临界机翼流动控制等高速气动力问题。要解决这些关键气动力问题,必须进行一系列相关的大型高速风洞试验,以及解决相应的试验技术问题。

摘要：对二维、三维鼓包进行激波控制减阻,并在大型客机的机翼上进行了对比研究。在研究鼓包减阻的机理时,采用了超临界翼型,鼓包的几何形状及鼓包位置的优化也进行了研究。研究结果表明,鼓包位置、形状及串列式分布对机翼的减阻影响较大。最后把得到的研究结果应用到大型飞机的激波减阻上,结果表明,该方法能较大程度地减小激波阻力,进而提高飞机的升阻比,提高飞机的气动效率。