通过增加坐标转换步骤和虚拟框策略,得到适用于圆柱形物体的cylindrical free-form deformation(CYFFD)参数化方法,既可用于轴对称物体,也可以用于非轴对称物体。CYFFD可捕捉圆柱类物体独特的周向和径向变形特点,并能够保证框边界处曲面的导数和曲率连续。首先,通过使用坐标转换方法可在圆柱坐标系下实现沿周向和径向的变形。其次,由于圆柱形物体的精细外形设计需要,需要布置为首尾相连的贴近物面的控制框,这种布置形式会导致在圆柱周向出现框的边界与曲面的相交,难以保持曲面在控制框边界处的导数连续性,因此引入虚拟框方法并选取一些控制点作为虚拟的控制框点,从而保持导数和曲率连续。使用圆柱外形示例对比了CYFFD和传统方法的变形能力、框边界处的曲率连续特性。机身头部参数化示例表明CYFFD可以和传统FFD协同使用从而实现复杂的变形目的。...

受计算流体力学(CFD)与风洞数据相关性研究以及新型远程飞机设计能力建设等需求驱动,巡航马赫数0.85量级气动标模的研发日益得到重视,并受益于先进CFD方法和风洞精细化试验验证技术的发展,得以顺利开展。本文介绍了民机标模CAE-AVM巡航构型及其原准机的总体布局和气动方案设计,给出了远程商务飞机和该速域下气动标模的设计特点分析,提出了气动标模风洞试验的特别要求和解决方案。文章同时给出了CFD与风洞数据的对比验证结果,以及CAE-AVM标模数据库建设状况和典型应用案例。研究表明,CAE-AVM标模在马赫数0.85、升力系数0.5、雷诺数2×107的设计状态下,升阻比为17.6,抖振升力系数和阻力发散马赫数等参数均满足设计要求。研究中实现了同步测力、测压、测变形和测转捩的精细化试验技术,试验前针对包含模型机翼气动弹性变形和支撑机构的真实试验...

对低马赫数通用飞机气动设计中可能存在的问题进行了研究和总结,讨论分析了部分相关翼型的压力分布形态的设计特点,并通过多工况层流翼型设计实例验证了部分翼型设计理念。对低马赫数通用飞机气动设计存在零升阻力较大、失速性能要求较高、雷诺数变化范围较大等问题进行了讨论分析。为了解决这些问题,对若干低马赫数通用飞机的湍流翼型和层流翼型的压力分布形态进行了研究,提取部分对翼型气动性能有利的设计特点。以GAW-1翼型为基准,提取某型单发涡桨式轻型多用途通用飞机的典型设计工况,进行了考虑巡航、爬升和失速的多工况层流翼型优化设计。设计结果巡航升阻比提升了9.6,爬升升阻比提升了16.3,但失速最大升力系数减小了0.115。研究结果表明考虑巡航、爬升和失速的多工况层流翼型设计需求较为矛盾,设计人员应基于低马赫数通用...

为了研究间隙非线性对颤振特性的影响,本文采用基于非定常雷诺平均方程的非定常气动力求解方法,耦合结构运动方程建立了时域气动弹性分析系统,并运用该系统计算三自由度无间隙二元翼段构型的颤振速度。采用描述函数法对间隙问题进行处理,得到了间隙非线性所带来的极限环振荡现象,并分析亚跨音速阶段间隙大小对颤振特性的影响。通过研究预加载对颤振特性的影响,得出预加载能够减弱间隙非线性影响,有效提高系统颤振速度。

认识翼型气动外形优化问题设计空间的多极值特性,有助于人们在翼型设计阶段选择合理的优化算法,提高优化效率、缩短设计周期。研究RAE2822翼型在优化减阻过程中设计空间的多极值特性,采用ADODGcase2算例,使用自由变形方法(FFD)对翼型进行参数化,通过拉丁超立方抽样方法对翼型加入初始扰动;使用基于梯度的优化算法对经过不同扰动后的翼型进行优化,并将优化结果与全局优化算法的优化结果进行对比。结果表明:ADODGcase2可能是一个单峰值气动设计问题,梯度算法能够得到相对满意的最优解,并且具有更高的优化效率;在给定面积约束的条件下,对于翼型跨声速单点减阻优化问题,设计空间很可能是单峰值的,可直接使用梯度优化算法。

采用有限体积法和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均N-S方程，使用运动壁面边界条件模拟地面的相对运动，研究了地面效应对带扰流板下偏的多段翼型气动特性的影响，并分析了地效影响下升力系数减小的原因。结果表明:随着离地高度的减小，多段翼型的升力和阻力减小，升阻比有所增大;升力系数的减小幅值随着离地高度的减小和迎角的增大逐渐增大，最大可以减小22%左右;地效影响下，主翼上表面吸力减小导致的升力系数减小幅值是下表面压力增大导致的升力系数增大幅值的3倍以上。升力系数减小原因分析表明:（1）地面效应对干净翼型升力系数的影响与迎角范围有关，在中小迎角下升力系数增大，在大迎角下升力系数减小，而多段翼型往往工作在大迎角下的起降阶段，故其升力系数在地效作用下减小;（2）扰流板下偏前后的升力系数增量随着离地高...

针对螺旋桨气动与噪声多目标优化设计问题,采用基于非均匀有理B样条的自由曲面变形方法对全桨叶进行三维几何变形。为节省优化计算成本,将RANS方法和Hanson模型相结合预测纯音噪声,其预测精度与耦合URANS方法的FW-H方程相当。在此基础上,采用Kriging代理模型与非支配关系排序遗传算法进行优化搜索,建立了螺旋桨气动与噪声多目标优化设计框架。采用该框架对某民航客机螺旋桨进行优化设计,优化以叶片不同展向站位的翼型扭转角和弦长作为设计变量。相比基础桨叶,在功率不增加的情形下,巡航构型风洞试验状态的轴向监测点噪声值最大下降约0.25 dB,在功率略有增加的情形下,噪声降低约1 dB。