自然层流机翼气动外形优化研究

层流技术在飞行器尤其是民用客机减阻方面具有较好的应用潜力。采用全速势方程(TRANAIR)、序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)优化算法及自适应笛卡尔网格技术,用两种不同的参数化建模方法,类函数/型函数变换(Class function/Shape function Transformation,CST)和非均匀有理B样条(Non-Uniform Rational B-Spline,NURBS)方法,对某自然层流机翼进行了多点优化设计,设计点为:C_L=0.45(M:0.735,0.755,0.765,0.775),C_L=0.50(M:0.755),约束条件为:升力、俯仰力矩和翼型20%、80%及最大厚度不得低于初值。优化结果表明:虽然CST方法在翼型描述上具有先天优势,NURBS方法更多用于三维曲面,而对于文中自然层流机翼算例,NURBS的优化效果更好;在C_L=0.45(M:0.755)状态下,优化后上翼面转捩位置明显后移,层流区域变广,总阻力减小了4.5%;采用的优化方法在进行五点优化时仍然具有较高的计算效率,具有较强的工程实用能力。

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。

NLF－1自然层流机翼低速转捩位置测定

自然层流机翼是我国下一代民用客机采用的机翼之一。本文对自然层流机翼ＮＬＦ－１用热膜法和升华法在南京航空学院ＮＨ－２低速风洞中进行了机翼边界层转捩位置的测定。结果表明，该机翼的转捩位置在离开机翼前缘的７０％左右的当地弦长处。因此ＮＬＦ－１机翼确为较好的层流机翼。

基于TSP方法的自然层流机翼转捩位置测量

为验证某层流机翼的设计,在荷兰DNW-HST风洞开展了高速风洞试验,采用TSP方法对机翼表面边界层转捩位置进行了测量。试验结果表明:TSP方法用于探测自然层流机翼表面转捩位置非常有效,显示结果中层流和湍流区域明显,转捩边界清晰易辨。同时发现,试验对机翼表面光洁度要求很高,试验结果对机翼表面污染非常敏感,高雷诺数下,受机翼前缘污染影响,试验效果不佳。

基于层流机翼的增升装置设计研究进展

层流机翼的增升装置设计可以起到减阻和降噪的作用。将低阻的层流区域与高效的增升装置相结合,通过采用有效的外形设计和恰当的结构选型,可以实现巡航时层流区域的扩大、起降时增升效果的提升,并显著降低机体噪声。本文根据绿色航空的发展需求,分析了层流机翼和增升装置的技术特征,阐述了在层流机翼状态下增升装置的设计方法,系统地介绍了结构外形、运动机构和辅助装置等的应用现状,在此基础上综述了实现增升装置适应性调整所需要重点研究的技术内容,给出了层流机翼增升装置的未来发展方向和思路。

跨声速层流机翼变保真度分层优化设计

层流减阻作为一项革新性技术,为显著提高飞机气动性能提供了可能。针对跨声速自然层流机翼设计方法开展研究,建立了基于变保真度流动分析的分层优化设计模型来提高机翼的优化效率。将求解欧拉方程耦合线性稳定性理论的方法作为流动转捩判断的依据,采用建立的变保真度分层优化方法耦合多岛并行遗传算法开展跨声速层流机翼优化设计研究。优化后,机翼表面层流区域由初始外形的23.05%增大到优化后外形的45.50%;表面摩擦阻力系数明显降低,由初始外形的0.00474降低到优化后外形的0.00394。另外,采用变保真度分层优化方法只需较少的时间便得到高精度模型上的收敛解,对比采用非并行遗传算法,计算效率提高了9倍以上,验证了变保真度多层优化设计模型的高效性和在求解实际工程问题中的潜力。

层流机翼设计技术现状与发展

通过对绿色航空提出的飞机减排目标进行分析,指出飞机减阻设计的重要性和必要性,分析了层流机翼技术是飞机减阻的重要途径。在回顾了层流机翼设计、研究、验证相关技术的发展现状后,指出了层流机翼技术相对飞机设计工业应用的差距与存在的技术问题。同时,分析了层流机翼技术的潜力与发展方向,评价了该项技术在未来飞机设计中的可行性。

层流机翼飞行验证平台雷诺数效应分析及修正

在飞机设计阶段,获得真实准确的气动特性数据对设计方案的改进和定型都十分重要。然而,当前在设计初期所采用的缩比模型风洞试验存在一定的局限性,预测的气动数据也难以同真实飞行情况下完全一致,雷诺数效应便是导致这种差异的最主要原因之一。采用CFD数值模拟方法针对特殊布局形式的层流机翼飞行验证平台低速起降和高速巡航构型分别在试验和飞行雷诺数下进行数值模拟分析。通过计算所得全机气动力系数与风洞试验数据的对比分析,验证了本文数值模拟结果的可靠性和准确性,同时也佐证了风洞试验数据的有效性。通过计算所得高、低速力系数,流场结果和高速层流区长度的对比,分析总结得到雷诺数效应对验证平台高低速气动特性、低速失速分离特性以及高速层流转捩特性的具体影响规律,并据此对低速和高速试验数据进行修正,为后期飞行试验的设计提供数据支撑。

某层流机翼验证机风洞试验数据修正方法

高亚声速条件下机翼层流特性对雷诺数非常敏感,风洞试验雷诺数与飞行雷诺数有较大差异,需要对验证机风洞试验数据进行合理修正。针对验证机对雷诺数效应敏感的特点,首先总结并对比了基于经验公式和基于数值模拟的风洞试验气动力系数雷诺数效应修正方法的优缺点和适用性,并给出了风洞试验中伪雷诺数效应和模型差异等的影响,为验证机试验数据修正提供了思路。然后结合变雷诺数数值模拟对验证机气动特性进行雷诺数效应影响规律研究。最后使用基于变雷诺数数值模拟的试验数据修正方法将验证机高低速风洞试验结果由低雷诺数向高雷诺数修正。结果表明:变雷诺数数值模拟风洞试验数据修正方法对层流机翼验证机高低速风洞试验数据修正效果良好,为验证机精细设计提供数据支撑。

层流机翼及其增升装置嵌套协同优化方法

层流机翼可以显著减少飞机的气动阻力,层流机翼的参数选择受到飞机总体参数的影响,同时需要和增升装置开展协同设计。采用前缘克鲁格和后缘富勒襟翼方案,首先对巡航构型的干净翼型和着陆构型的多段翼型开展嵌套协同优化。在此基础上,针对三维层流机翼和增升装置,通过自由转捩RANS计算和基于响应面的高效多级优化相结合的方法,实现了融合增升装置的层流机翼气动设计。

某层流机翼验证机跨声速层流特性敏感性分析

采用雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方法结合基于当地变量的γ-Reθ转捩预测模型,针对某特殊布局形式的层流机翼验证机开展跨声速层流特性和参数敏感性分析。通过DLR F-5三维机翼构型对基于RANS的转捩预测方法进行算例验证分析,同时将某层流验证机中央翼段层流转捩预测结果与试验进行对比,证明了采用的计算方法完全适用于所研究问题。研究重点关注全机巡航状态附近的气动特性和中央验证段在不同飞行状态下的表面转捩位置及层流区长度。通过计算,进一步分析了层流流动对全机升阻及力矩特性的影响。结果表明:马赫数、雷诺数、来流湍流度、迎角等均会对中央验证段表面转捩位置产生明显的影响,影响规律差异较大。马赫数的增加会引起压力分布的较大变化,使转捩位置前后波动;雷诺数按同样幅度递增会使翼面转捩位置有规律地提前;来流湍流度和迎角的增加会导致转捩提前,层流区长度明显缩小。

空客即将开展降低油耗的层流机翼技术试飞

空客公司本月底将开展层流机翼技术的飞行试验，该层流机翼未来将应用于短途民用客机上，可使飞行阻力降低8％、油耗和碳排放减少5％。作为欧盟“洁净天空”项目的一部分，自2008年以来，空客公司与21个合作伙伴一直在开展“欧洲创新性层流飞机验证机”（BLADE）项目研究，现在该项目已接近关键的飞行试验阶段，一架空客A340飞机将作为试验台在机翼外翼段安装层流机翼进行试飞。、

层流机翼设计与验证关键技术专刊

减阻设计是现代运输类飞机设计永恒的追求,是当今“绿色航空”对飞机设计提出的要求之一。层流机翼技术通过气动设计和流动控制在机翼、尾翼、短舱等表面实现大面积的稳定层流,是飞行器最直接有效的减阻方式。对于常规气动布局的大型高亚声速民用飞机,摩擦阻力约占全机总阻力的50%,其中约40%的摩擦阻力来自机翼。相关研究表明,采用层流机翼技术可以降低摩擦阻力30%以上,提升现代民用飞机升阻比10%左右,这对于飞机设计者与运营方而言十分具有吸引力。因此,层流机翼设计与验证技术受到持续关注。

神奇的层流机翼

2017年9月,机翼外形奇特的空客A340＂刀锋＂层流验证机在法国南部成功首飞,这标志着欧洲突破性层流飞机验证机项目从理论研究迈向了实际试飞阶段。验证机将A340飞机发动机外侧约1/3展长的翼尖部分换成了层流试验段短翼。

空客“刀锋”层流机翼验证机项目获桂冠奖

据民航资源网3月7日报道，在华盛顿举行的《航空周刊》2018年度颁奖典礼上，空客“刀锋”（BLADE）层流机冀验证机项目荣获民用航空技术桂冠奖。

空客将试飞层流机翼试验段

根据“欧洲‘清洁天空’智能固定翼飞机”计划，空中客车公司将用一架改装的A340-300“层流突破飞机验证机”（BLADE）来验证自然层流（NLF）机翼的可行性。根据试验方案，A340验证机右发动机外侧的机翼将换上英国GKN公司生产的NLF试验段，这个翼面试验段采用了金属前缘和机械固接复合材料翼面。左侧对称位置将换上瑞典萨伯公司提供的试验段，它采用的是整体式复合材料前缘和翼面。

后掠机翼低速流动转捩位置的升华法测量

报导了在西北工业大学低湍流度风洞中采用升华法测量后掠翼上表面流动转捩位置及其随攻角变化而改变情况,并参照后掠翼压力分布的实验结果进行分析。本文涉及的升华法,是根据边界层的层流区和湍流区流态差别来判断边界层转捩的一种测量方法。升华法的测量结果表明:在小攻角范围内,转捩位置逐渐提前,当达到某一攻角时,转捩快速接近前缘。这一结果和压力分布的实验结果相吻合,说明升华法能够较准确地显示转捩线位置。由于影响后掠翼转捩位置的因素较多,诸如边界层内横流的不稳定性、壁面的干扰、后掠翼的三维流动效应等,致使出现了攻角为4°时转捩位置呈现出一条斜线的现象。

下一代客机用自适应机翼

自适应机翼是戴姆勒·奔驰宇航公司和德国宇航研究院正在进行的一个重要研究项目,旨在提高客机的性能和节省燃油。飞机上即使小的表面不规则也会引起气流扰动,增加阻力和燃油消耗,机翼中的小孔可消除气流的扰动。在飞行中,自适应机翼可通过改变弯度改变它们的形状,这种适应性可使飞机的性能与不同的飞行条件相匹配。采用自适应机翼技术以后,只需要设计一对机翼就可用于一个飞机系列内不同尺寸的飞机,从而降低了制造费用。

飞机减阻技术的现状与发展

分析了目前已经成熟及大量工程应用的减阻技术和取得突破性进展的新技术,简要分析了其机理及应用前景。超临界翼型和翼梢小翼分别降低了飞机的压差阻力和诱导阻力,目前已成为飞机设计的常规翼型和必备部件;层流机翼和柔性变形等新技术的研究让减阻不再局限于气动外形的优化;调研分析了减阻技术机理和应用具有重要的参考意义。

混电推进“飞行巴士”已列入研制计划

世界民航客机在节能环保深入人心的当下，业内将有何举动响应，则为各国普遍关心。继民航界陆续推出层流机翼、巡航减阻的翼梢小翼、复合材料大部件、清洁燃料、高效动力装置、电动小飞机等之后，国外又启动了混电推进的“飞行巴士”，并将其列入了具体的研制计划。