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。

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：从气动方程和声学方程两方面共同考虑,结合螺旋桨气动声学风洞实验研究的特点,推导出几何相似螺旋桨风洞实验中应模拟的相似参数。证明了几何相似的低速螺旋桨在临界雷诺数以上时,保证前进比和对应马赫数相等就可以保证声学相似并推导出相似螺旋桨声压级的换算公式。为实际的实验设计和数据处理工作提供了理论依据。

摘要：利用XFOIL软件对水平轴风力机叶片的参考翼型进行了改进设计,通过数值模拟的方法评估获得:所设计的翼型优于参考翼型,满足设计要求;由于风力机叶片在动态失速时的特性较为复杂,该文针对某一个设计翼型进行了动态失速的数值模拟,使用FLUENT软件编写用户函数,获得漩涡产生、发展和脱落规律,比较翼型在动态和稳态的升力和阻力特性,并提出了考虑失速效果的风轮气动设计和性能改进的意见。

摘要：用三梁式、四梁式结构分别设计了用于测量微型飞行器气动性能的单分量、二分量和三分量应变天平4台。通过天平的地面静态校准给出了每台天平的使用公式,在专门设计建造的微型飞行器实验装置中,用软模型、硬模型、翼型进行了模型静态气动性能试验,用微型扑翼飞行器进行了单分量和二分量天平动态吹风试验,结果表明,所设计的天平具有较高的精准度和灵敏度,试验曲线光滑连续,实验数据可靠,为微型飞行器的研究提供了非常有效的测量手段。

摘要：通过风洞对比试验,测量同半径单级和对旋风力机在相同风速条件下的机械功率。验证单级风力机Wilson气动设计方法和对旋风力机气动耦合设计方法的合理性。通过变转速、变距、变级间距、变风速等方法,获得2种风力机最佳机械功率曲线。结果表明,同工况条件下实验测量的功率略低于CFD预测值;在转速增加约10%及桨距减小约10%后最佳功率超过预测值。表明理论设计法较保守,其设计的桨叶安装角再减少5°～10°,叶尖速比略增大10%,单级和对旋风力机的功率系数尚可提高。对旋风力机启动风速略高于单级风力机,其他风速的功率均高于单级,功率系数达到0.339～0.412,提高率为5.3%～28.9%。额定风速最佳功率系数为0.426,较单级功率系数0.373,提高率为14.2%。

摘要：开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。

摘要：Kriging代理模型中引入梯度信息能够提高模型的预测精度,但常规耦合梯度的方法都有不足之处。本文结合分级Kriging模型,提出了一种变可信度分级Kriging模型耦合梯度(GEHK)信息的新方法。首先利用梯度信息,选取扰动步长得到初始样本点附近的派生点,以派生点拟合出能够预测目标函数趋势的低精度Kriging模型。然后以初始样本点修正该模型得到高精度的Kriging模型。翼型减阻优化设计算例表明,与常规耦合梯度的Kriging模型相比,基于分级Kriging的梯度耦合方法对于扰动步长引入的误差不敏感,明显提高了模型预测精度,优化效率因此提升并使得目标函数值下降得更加迅速。相比Euler解作为低精度数据的常规分级Kriging模型,由梯度信息得到的派生点为模型提供了更准确的全局趋势预测,取得了更好的优化结果。本文方法成功应用于翼型多点减阻优化问题,说明该方法对复杂设计问题有很好的适应性。基于分级Kriging模型的耦合梯度方法克服了常规方法的缺点,提高了模型全局拟合精度,是一种优化效率更高的Kriging方法。

摘要：前缘对扩压叶栅叶型气动性能具有重要影响,圆弧形或椭圆形前缘吸力面和压力面侧为对称形状,未针对两侧流动差异进行不同设计。为进一步提升扩压叶栅气动性能,发展了一种基于三次非均匀有理B样条(non-uniform rational B-splines, NURBS)曲线的非对称前缘设计方法,在保证曲率连续的前提下,实现吸、压力面两侧非对称的前缘构造。将设计方法应用于两圆弧形前缘叶型改型设计,数值结果表明:与原始叶型相比,总压损失系数可分别降低26.3%和23.5%,提高了整体气动性能;同时与对称曲率连续前缘相比,在51.83°进口气流角下吸力峰强度降低13.4%,前缘转捩位置推后4.6%弦长,在大进口气流角下具有更好的气动性能。

摘要：提出了水平轴风力机叶片的优化设计模型,该模型以风轮平均年能量输出最大为设计目标,并将风速的概率分布考虑进来。为了获得较好的优化结果,首先采用PROPID程序对叶片进行反设计,获得较好性能的叶片几何,在此基础上,运用遗传算法进行搜索寻优,这样不仅减小了搜索的范围,也降低了搜索的时间。对叶片面积附加约束,以获得符合实际的叶片,采用5阶贝塞尔函数在设计点之间进行插值,以获得光滑的几何外形。利用该方法优化设计了600kW风力机叶片。与已有叶片相比,优化结果显示了明显的优越性,验证了该优化方法的有效性和实用性。