采用基于运动嵌套网格技术的计算流体力学方法开展旋翼/机身气动干扰计算分析,研究了45°、90°、120°三个安装角度尾梁边条对直升机气动特性的影响。数值分析结果表明,悬停状态尾梁边条可为机身提供侧向力、增加机身扭矩,能够帮助尾桨卸载。其中,120°尾梁边条悬停状态增加机身扭矩效果最明显。且安装120°尾梁边条后直升机在前飞状态的气动特性基本没有影响。

增升和减阻是民用飞机设计的永恒目标。本文对民用飞机减阻技术最新进展及未来发展进行综述,在此基础上,报道了计算所团队通过数值优化设计及主动流动控制实现减阻的研究进展。为此,发展了基于壁面模化大涡模拟(WMLES)准确模拟湍流边界层的先进数值方法,以及利用伴随方程方法实现气动外形快速数值优化的技术。在具体实践中,通过组合基于自由变形(FFD)的几何参数化模块、基于线弹性体法的网格变形模块,以及基于伴随方程方法和序列二次规划(SQP)的优化算法模块,搭建了面向工程、适于超大规模变量优化设计的整机气动优化设计平台,在NASACRM模型上实现了设计变量超过600的大变量、跨声速气动数值优化设计,在合理的工程约束条件下,有效削弱了机翼表面激波,总体减阻率达到2%以上;通过对湍流平板边界层外层结构进行射流非定常控制,在中等雷诺数

针对具有自适应后缘的跨声速翼型,基于代理模型和遗传算法相结合的优化方法,开展考虑自适应后缘结构约束的翼型气动优化设计研究。结果表明,低升力系数下翼面流场没有明显的能量损失,不同设计升力系数得到的自适应后缘翼型阻力相差不大;高升力系数下翼面附近存在激波,翼型阻力主要由激波强度决定。对于以低升力系数为设计点的基本翼型,通过后缘自适应变弯来调整载荷分布,可以降低翼面激波强度,减小翼型阻力;对于以高升力系数为设计点的基本翼型,可以直接通过气动优化来消除翼面激波,使得翼型阻力达到最小。因此对于带有自适应后缘的翼型,为了实现宽升力系数范围内的阻力最小,应首先以高升力系数为设计点完成基本翼型的气动优化设计,然后以低升力系数为设计点完成自适应后缘外形的气动优化设计。

针对飞行器工程型号发展中的气动结构优化设计需求,提出和讨论了一种气动结构串行优化策略,将气动结构耦合优化问题分解成了气动外形优化和多工况下保持巡航气动性能的结构尺寸优化两个串行子问题。基于自研工具和商业软件MSCNastran建立了全自动的面向工程应用气动结构串行优化能力。开展了CRM-WB和HIRENASD机翼气动结构优化设计,同时取得了减阻和减重收益。结果表明所提策略具备一定的工程实用性,可在某种程度上解决飞行器型号发展中的气动结构优化设计需求。

现代大型民用飞机在概念设计阶段需要对机体弹性的影响进行充分考虑。本文利用气动和结构各自学科的工程方法对大型民用飞机概念方案进行气动弹性建模与计算,利用全速势方法进行初步气动载荷分析,利用亚声速偶极子格网法进行非定常气动力的计算,利用梁架模型和刚度缩比方法对结构进行初步建模,利用统计方法计算得到各结构部件的分类重量并在结构模型中完成质量分配,形成可用于概念方案阶段静气弹载荷分析、颤振分析的气动弹性模型,并以大型民用飞机为算例进行分析研究,得到结构弹性对于全机气动特性、变形以及颤振特性的影响。

针对无可调水平安定面和气动调整片的飞机在起飞阶段纵向杆力的优化设计,提出了一种适用于该种飞机的改善起飞杆力的方法,该方法包括了起飞杆力设计速度点选取、目标杆力的确定和随重心而变的升降舵预置偏度的计算。将该方法用于某型机,通过理论计算和飞行员在模拟器上验证,表明该方法行之有效,可以满足飞行品质规范要求。

传统的风洞试验与理论计算无法满足建立高精确飞机飞行动力学模型的需求,有必要通过试飞后的气动参数辨识来修正其飞行动力学模型。以极大似然法为代表的传统动态激励气动参数辨识法极大地依赖于激励信号设计、辨识算法等,存在较大的不确定性。本文提出了一种基于物理解算的方法,利用飞机不同飞行条件下的配平数据,从物理机理出发,针对气动静导数条理进行一一解算,并形成了物理解算法的辨识流程和方案。这一方法可为后续动导数的动态激励辨识减少大量未知参数,从而提高了整个气动模型的修正精度和效率。研究结果表明这一方法具有较高的可靠性和准确性。

在飞行试验中考核航空发动机的性能特性时,发动机进口的大气总温和总压是必不可少的关键参数,需要在进气道出口加装总温总压测头。为了确保测头的结构强度能够满足要求,同时不造成大的总压损失和进气畸变,需要对测头装机的强度及气动性能进行分析,主要包括测头的强度校核和模态分析以及测头对发动机进气道性能及稳定性的影响评估两个方面。通过以上分析确保了测头装机的安全性和功能性能指标,推进了航空发动机试飞工作的顺利开展,同时也为后续航空发动机型号中测头的设计和使用等提供依据。