长航时飞机用的NPU—ASN—1翼型

介绍了供长航时飞机使用的一个低速高性能翼型NPU－ASN－1（西北工业大学爱生1号翼型）。该翼型的“航时因子”远高于著名的GAW－1翼型，而且该翼型的最大相对厚度（19％）也高于GAW－1翼型（17％）。风洞试验证明该翼型的设计是成功的。

指导博士生当前应注重的几个问题

一、稳定学生思想,使其树立学习信心前一阶段,研究生中“出国热”温度较高,报考博士生的人数少了,有的博士生中途退学、改走“自费留学”的道路,甚至有的原是国内外联合培养的博士生也申请退学,以便在国外攻读博士学位。在这种气氛下,我的一个硕士生曾希望我利用与国外有较多联系的条件,介绍他去国外攻读学位;我协助指导的一个博士生也希望去国外走“联合培养”的道路。本来,有计划的国内外联合培养博士生。

可逆风机叶片的翼型研究

研究和发展了可逆风机叶片用的翼型——可逆翼型。根据可逆风机的特殊使用要求，分析研究了可逆翼型应该具有的外形要求和气动特性要求。本课题组发展了生成可逆翼型几何外形的计算程序，并采用本课题组的翼型气动性能的计算程序对生成的翼型进行了分析、评估。在此基础上，优选出两个可逆翼型－Ｒ１８和Ｒ４３Ｔ。对该两个翼型和一般的可逆翼型Ｒ３等进行了风洞实验研究，表明本文优选出的两个翼型的性能优于已有的一般翼型，本文提出的可逆翼型的设计方法是可行的。

先进翼型与先进翼型风机的设计与实验研究

为了改进和提高轴流风机的性能 ,用计算流体力学 (CFD)方法设计了系列风机用翼型 ,并对其中部分翼型和风机行业原来采用的翼型CLARK -Y和RAF— 6E在风洞中以及用于风机后在风机试验台上进行了对比试验。试验结果表明 ,新设计的翼型 ,气动性能高于原有的翼型 ,采于新翼型的风机 ,效率和噪声性能高于原有翼型的风机。

高升力与失速特性缓和的翼型设计研究

为了探索适用于长航时飞行器的翼型设计思想、方法和技术 ,进行了新型高升力及失速特性缓和的BUAA K1 BUAA K2翼型的设计研究 .风洞实验结果表明 ,与配置著名GAW 1 GAW 2翼型的机翼比较 ,配置BUAA K1 BUAA K2翼型的机翼最大升力系数和最大航时因子分别提高了 1 5 %和 2 5 % 。

多翼离心风机气动噪声的降噪

针对多翼离心风机气动噪声的主要噪声源提出降噪方案。首先,对于多翼离心风机涡流噪声的降噪,主要通过优化叶轮、蜗壳的结构几何参数和在叶轮出口加装旋转扩压器等方式进行。其次,对于多翼离心风机旋转噪声的降噪,主要通过改变蜗舌形式进行。最后对优化进出口安装角的叶轮和在叶轮出口加装旋转扩压器这两种降噪措施进行试验验证。结果表明,改进后的风机与原型相比达到显著的降噪效果。

基于余量修正原理的多翼面气动力反设计方法

将Takanashi的余量修正方法由只针对单独翼面发展到针对多翼面问题,形成一种处理多翼面升力系统的余量修正设计方法,以此为基础发展了一种跨音速多翼面升力系统气动力设计方法,形成了相应的跨音速多翼面设计软件,并将该软件与国外先进的CFD分析软件相结合,形成跨音速多翼面升力系统气动力设计软件系统。利用该多翼面空气动力设计方法,以鸭式布局为例,进行了双翼面升力系统的气动力设计。设计实践表明本文的设计方法和软件具有很高的实用价值。

考虑气动弹性变形影响的跨声速机翼设计方法研究

根据气动—结构一体化的设计思想，发展了一种考虑气动弹性变形影响的跨声速机翼 Ｃ Ｆ Ｄ 设计方法。设计实践表明，采用适当的结构弹性模型，方法可以在计及机翼静弹性变形影响的情况下设计出压力分布收敛于指定目标的新机翼，因此在跨声速机翼型架外形的设计和吹风模型的真实外形设计中具有良好的实用价值。

高效低噪声地铁风机气动设计及数值模拟

主要对地铁风机设计中的空气动力学特性进行研究。首先,对各型地铁风机的原理及设计特点进行了分析总结;其次,编写了高效低噪声地铁风机C语言设计程序,并设计了一款10号地铁风机;最后,对所设计的风机用CATIA建立三维模型,并用FLUENT软件进行数值模拟。数值模拟与程序设计比较结果显示,所使用的设计方法、编制的C语言设计程序以及所使用的数值模拟方法均是可靠的、实用的,可以用于地铁风机的实际设计中。

一种跨声速翼型设计方法及设计诸例

本文采用正反迭代、余量修正的设计思想,发展了一种能迅速达到指定目标压力分布的跨声速翼型设计方法。提出了推导各积分的解析表达式取代数值积分、加权光顺过程、直接含粘性迭代和进行矩阵状态分析等有效的改进措施,克服了现有设计方法中的主要缺陷。在设计软件中,正计算程序作为一个“插件”与反设计部分耦合,因此可以方便地与新的正计算方法组合以提高整个设计系统的先进性。对多种超临界、无激波、自然层流压力分布及低速翼型的设计实例表明,本方法只需少数几次设计迭代即可以设计出准确收敛于目标的新翼型。

多段翼型的一种分析方法

采用定常二维欧拉方程和积分形式的可压缩附面层方程作为基本方程 ,并将附面层方程耦合到求解欧拉方程的全局性牛顿解法中 ,形成了一种求解多段翼型高升力系统的数值计算方法。计算结果与风洞试验结果进行了对比 ,两者基本吻合。计算实践表明 ,该方法具有适用性强、收敛快的优点 。

一种跨音速翼型和机翼设计方法的新进展

讨论一种基于Ｎ－Ｓ方程、欧拉和速势方程加混合附面层修正的跨音速流动准确控制方程逆解法，及其在跨音速翼型和机翼设计中的应用。分析了两种紊流模型对分离的适应性，探讨了Ｎ－Ｓ和欧拉方法的阻力估算精度问题，列举了若干超临界和层流翼型及机翼的设计实例以及软件验证。

超临界层流机翼边界层及气动特性分析

高空长航时无人机设计巡航状态的雷诺数较小,黏性边界层对气动特性的影响较大。详细分析了雷诺数对机翼边界层和气动力的影响,用数值方法对超临界层流机翼三维层流-转捩-湍流混合边界层特性进行了研究,分析比较了高空小雷诺数和中空大雷诺数情况下机翼三维边界层的特性,尤其是边界层转捩点位置、表面摩阻和气动特性的雷诺数效应。研究表明雷诺数对于高空无人机机翼边界层厚度、摩擦阻力和升阻比影响较大;对层流机翼的转捩点位置和升力系数影响较小;自然层流机翼技术可以应用于高空无人机设计。

二维非结构网格生成及Euler方程计算的方法研究

用离翼型表面最小距离作为阵面推进法中的参数选择依据，生成二维问题的非结构网格。这种方法抛弃了传统的背景网格观念，直接提供网格生成过程中所需的背景信息。在求解Ｅｕｌｅｒ 方程时，用格心格式的有限体积法作空间离散，用四步ＲｕｎｇｅＫｕｔｔａ 方法作时间推进，采用不同的加速收敛措施获得定常流动。提出了两种边界条件的构造办法，并讨论了不同边界条件对结果的影响。

轴流式风机叶片用的高性能新翼型的试验研究

针对常用的轴流式风机，用计算流体力学（ＣＦＤ）方法设计了７个高性能翼型，对其中３个进行了风洞试验，同时还选用风机原来经常采用的两个已有翼型ＣＬＡＲＫ－Ｙ和ＲＡＦ－６Ｅ进行对比试验。试验表明，新设计的翼型，其气动性能（升阻比）高于对应的这两个翼型。因此，新翼型可供风机设计时采用，预计可以提高风机效率，节约能耗．

NPU翼型的气动力分析和改进设计

在飞行器设计中用计算方法设计超临面翼型已完全取代了选用现成翼型的设计方法。为考察已设计出的NPU翼型是否满足飞行器设计要求我们对其进行了全面气动分析,发现这些翼型尚有不足之处,有必要进行改进设计。本文以其中一个翼型为例。

基于欧拉方程的跨声速翼型设计

给出了一种基于欧拉方程的跨声速翼型设计方法。方法以Takanashi提出的“正反迭代余量修正”设计原理为基础，在气动力分析模块中，以欧拉方程为基本控制方程并采用Walz边界居方法对其进行粘性修正，反设计模块采用经过改进的二维翼型设计方法。方法的程序经过几个设计实例证明是有效而实用的。

现代自然层流翼型的设计方法

本文介绍一种设计跨声速自然层流翼型的计算流体力学(CFD)方法。本方法采用“正反迭代、余量修正”设计原理,通过将跨声速翼型设计软件NPU-TD2D中的反设计程序进行改进,并与含有层、湍流混合边界层修正的跨声速层流翼型计算程序DLRBGKWALZ耦合,实现了在跨声速粘性流动条件下直接设计层流翼型。亚、超临界的设计实例和风洞验证表明,本方法可以在几个设计迭代内设计出压力分布、转捩位置及气动参数均准确收敛于设计目标的新翼型,是一种设计现代自然层流翼型的有效而实用的CFD方法。

气动外形光顺及其对气动力数值模拟效果的影响

对飞行器及其部件进行气动力数值模拟时,气动外形常常是以离散数据形式给出。若外形的一、二阶导数不能保持连续且光滑就称其为不光滑表面。为解决由此带来的问题,用总体光顺方法(包括横轴转换、分段最小二乘多项式和最小二乘三次样条技术)和基于加权方式的局部光顺方法对不光滑表面进行光滑化处理。经光滑处理后可改善气动外形的几何特性,进而改善气动力数值模拟的效果。

机翼设计软件的完善及商用化研究

在对原有的机翼设计软件进一步完善的基础上,开发了基于Windows操作系统的设计软件工程包;通过图形用户界面实现了设计过程的菜单式选择和设计变量的模块化输入;开发了设计过程中目标压力分布的可视化修改模块,设计过程的实时显示模块,及与其它图形绘制软件的接口;提高了软件的可视化程度,使原有的机翼设计软件的商用性得到了很大的提高,探讨了国产CFD软件商用化的可行性。