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内吹式襟翼几何参数影响研究与优化设计 被引量:8
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作者 刘睿 白俊强 +1 位作者 邱亚松 高国柱 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第1期58-67,共10页
采用数值模拟方法对内吹式襟翼进行了研究。首先,开发了一种针对内吹式襟翼的参数化方法,该方法可以根据襟翼弦长、偏角、吹气缝高度、位置这些几何参数很好地描述其外形。然后,通过与CC020-010EJ标模的试验压力分布进行对比,验证了所... 采用数值模拟方法对内吹式襟翼进行了研究。首先,开发了一种针对内吹式襟翼的参数化方法,该方法可以根据襟翼弦长、偏角、吹气缝高度、位置这些几何参数很好地描述其外形。然后,通过与CC020-010EJ标模的试验压力分布进行对比,验证了所采用数值模拟方法的可信度。分别研究这些几何参数对内吹式襟翼气动性能的影响,研究结果表明:襟翼弦长越长、偏角越大、吹气缝越窄、位置越靠前,翼型的升力系数越大。最后,构建了一种针对内吹式襟翼几何参数的优化设计方法。在固定吹气动量系数的基础上,以襟翼弦长、偏角、吹气缝高度、位置这些几何参数为设计变量,以5°迎角升力系数最大为优化目标,以失速迎角不小于9°为设计约束,开展优化设计。优化结果表明,优化设计方法可以显著提高内吹式襟翼的升力系数,升力系数的提高量达到1.7左右。 展开更多
关键词 内吹式襟翼 几何参数 优化设计 升力系数 压力分布
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采用吹气襟翼的机翼外侧前缘缝翼研究 被引量:1
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作者 温庆 程志航 +1 位作者 邱亚松 杨康智 《气动研究与试验》 2023年第3期88-96,共9页
机翼采用的吹气襟翼偏度很大,由于在前缘产生强大的吸力峰值,会导致失速迎角明显减小。这个问题可以采用可移动的前缘装置来解决,这些装置改善了压力分布,增加了失速迎角,并提高最大升力系数。通常情况下,前缘装置需要在整个前缘布置,... 机翼采用的吹气襟翼偏度很大,由于在前缘产生强大的吸力峰值,会导致失速迎角明显减小。这个问题可以采用可移动的前缘装置来解决,这些装置改善了压力分布,增加了失速迎角,并提高最大升力系数。通常情况下,前缘装置需要在整个前缘布置,但是由于螺旋桨飞机的特殊性,仅在没有滑流影响的外翼段布置即可达到延迟失速的效果。首先针对机翼外翼进行前缘缝翼的二维剖面优化设计,分析了前缘缝翼对翼型失速迎角的影响,然后在三维方案上进行了仿真分析,计算模型考虑了螺旋桨滑流和襟翼吹气的影响,并进行了风洞试验验证。结果表明,采用吹气襟翼的机翼外侧设计前缘缝翼以后,在有动力条件下,失速迎角提高5°,最大升力系数增加0.3。 展开更多
关键词 吹气襟翼 前缘缝翼 失速迎角 螺旋桨滑流
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吹气襟翼的螺旋桨滑流影响模拟
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作者 温庆 程志航 +1 位作者 邱亚松 杨康智 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期1123-1132,共10页
采用数值模拟方法,对内吹式附面层控制方案(吹气襟翼)的全机带螺旋桨滑流影响的气动力特性进行仿真计算,并与风洞试验结果对比。将4个螺旋桨区域单独划分网格,在各个域之间通过面搭接网格进行数据传递。采用基于多重参考坐标系的准定常... 采用数值模拟方法,对内吹式附面层控制方案(吹气襟翼)的全机带螺旋桨滑流影响的气动力特性进行仿真计算,并与风洞试验结果对比。将4个螺旋桨区域单独划分网格,在各个域之间通过面搭接网格进行数据传递。采用基于多重参考坐标系的准定常方法和螺旋桨真实旋转的非定常方法,对升阻特性进行计算,并与风洞试验结果进行了对比。结果表明:准定常方法可以大致捕捉到升力特性曲线的发展趋势,但所计算的固定迎角下的升力系数具体数值与试验测试结果存在较大差距,该方法所捕捉的失速迎角也普遍小于试验测试结果,阻力特性也差距较大;非定常方法可以比较准确地捕捉到升力特性曲线发展趋势,对失速迎角及固定迎角下的升力系数具体数值捕捉也比较准确,阻力平均误差控制在15%以内。 展开更多
关键词 吹气襟翼 螺旋桨滑流 滑移网格 CFD方法 风洞试验
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涵道螺旋桨设计变量的影响及其流动机理 被引量:3
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作者 韩凯 白俊强 +1 位作者 邱亚松 昌敏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期160-176,共17页
涵道螺旋桨被认为具有推进效率高、结构紧凑、安全性高及噪声水平低等优势,在多种飞行器上具有较高的应用潜力。为了探究几个重要设计变量对涵道螺旋桨气动特性的影响和流动机理,以推进式涵道螺旋桨为研究对象,使用基于雷诺平均Navier-S... 涵道螺旋桨被认为具有推进效率高、结构紧凑、安全性高及噪声水平低等优势,在多种飞行器上具有较高的应用潜力。为了探究几个重要设计变量对涵道螺旋桨气动特性的影响和流动机理,以推进式涵道螺旋桨为研究对象,使用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和多重参考坐标系(MRF)的准定常求解方法以及静止域和旋转域进行面搭接的结构网格,研究了螺旋桨旋转速度和来流速度、涵道径弦比以及涵道唇口偏转角度对涵道螺旋桨气动特性的影响和流动机理。研究表明,随着转速的增加,涵道推力占总推力的比例先增加后减小,在研究范围内,涵道和桨叶在不同的来流速度下表现出了不同的流动特性;随来流速度的增加,总推力和推进效率先增大后减小,推力和推进效率的非单调变化主要受到涵道唇口和桨叶当地工况以及涵道唇口和桨叶部件流动分离两方面的影响;带有涵道的构型中,涵道径弦比对涵道螺旋桨的推力特性有重要的影响,研究范围内不同径弦比的涵道螺旋桨的巡航工况下推进效率均大于孤立螺旋桨;研究的向外扩张的涵道唇口其大迎角特性较好,主要体现在大迎角状态下推力较大和失速特性较好,并在以上研究基础上分析总结了涵道螺旋桨和孤立螺旋桨的区别以及涵道与桨叶之间互相影响的现象和机理。 展开更多
关键词 涵道螺旋桨 旋转速度 来流速度 径弦比 涵道唇口偏转
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POD-Kriging降阶方法在串联双圆柱流场预测中的应用 被引量:3
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作者 王晨 白俊强 +3 位作者 Jan S Hesthaven 邱亚松 乔磊 韩啸 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第2期220-228,共9页
串联双圆柱是研究起落架噪声机理以及不同部件之间流动相互作用的经典算例,而距径比(圆柱柱心间距与直径的比值)是该构型非常重要的参数,随着距径比的改变,流场形态会发生明显变化。为更清晰地分析串联双圆柱流场的非定常效应和流场形... 串联双圆柱是研究起落架噪声机理以及不同部件之间流动相互作用的经典算例,而距径比(圆柱柱心间距与直径的比值)是该构型非常重要的参数,随着距径比的改变,流场形态会发生明显变化。为更清晰地分析串联双圆柱流场的非定常效应和流场形态随距径比的变化规律,采用本征正交分解方法(POD)提取流场降阶基模态,再通过Kriging模型插值出待求的各模态投影系数,分别对串联双圆柱定参数非定常流场和变距径比时均流场建立降阶模型,为保证样本精度,快照数据的采集采用基于SST湍流模型的尺度自适应模型(SAS)。通过降阶模型预测的圆柱流场与数值计算及实验数据的对比,证明了模型的精度与效率,然后利用建立的降阶基总结了时均流场随距径比大小的变化规律。 展开更多
关键词 KRIGING 本征正交分解 串联双圆柱 距径比 尺度自适应
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大型客机机翼挂架接合位置定常吹气控制分析 被引量:1
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作者 刘睿 白俊强 +1 位作者 邱亚松 李宇飞 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期132-146,共15页
对于采用下单翼布局翼吊发动机形式的大型客机而言,为了保证发动机与地面的安全距离,挂架高度较短,造成前缘缝翼被打断,大迎角下发动机短舱尾迹对其后方机翼上翼面的流动产生不利影响。采用数值模拟方法系统研究了在发动机挂架后方机翼... 对于采用下单翼布局翼吊发动机形式的大型客机而言,为了保证发动机与地面的安全距离,挂架高度较短,造成前缘缝翼被打断,大迎角下发动机短舱尾迹对其后方机翼上翼面的流动产生不利影响。采用数值模拟方法系统研究了在发动机挂架后方机翼上表面采用主动流动控制技术来提高着陆构型的气动性能。采用机翼+短舱构型研究了吹气参数对吹气效果的影响。结果表明:大迎角下,吹气可以抑制短舱后方机翼上表面的分离流动,使最大升力系数明显提高;吹气缝宽度、吹气质量流率由于会影响吹气总压的变化,对吹气效果的影响显著,对升力系数的影响量在0.05以上;吹气缝与上翼面夹角会影响能量注入的区域,对吹气效果有较大影响;吹气缝位置会影响吹气控制的范围,对吹气效果也有一定影响。分别对无短舱涡流片和有短舱涡流片的全机构型进行了校核研究。采用吹气措施之后,无短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.15,最大升力系数增大0.186,失速迎角增大1°;有短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.13,最大升力系数增大0.16。 展开更多
关键词 流动控制 流动分离 升力系数 缝翼 着陆构型 超大涵道比
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一种跨声速定常流场求解加速方法 被引量:1
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作者 乔磊 白俊强 +2 位作者 邱亚松 华俊 张扬 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第3期470-479,共10页
跨声速定常流场的隐式求解相当于使用牛顿迭代法求解一个非线性方程组。为满足牛顿迭代收敛性的要求,通常需要对所求解问题进行全局化处理。在同伦延拓的框架内,提出了一种基于拉普拉斯算子的方程延拓方法,提高了定常流场隐式求解收敛... 跨声速定常流场的隐式求解相当于使用牛顿迭代法求解一个非线性方程组。为满足牛顿迭代收敛性的要求,通常需要对所求解问题进行全局化处理。在同伦延拓的框架内,提出了一种基于拉普拉斯算子的方程延拓方法,提高了定常流场隐式求解收敛速度。针对定常流场通常初始化为均匀来流的特点,一方面利用拉普拉斯算子的椭圆性加快边界条件信息向流场内部的传播,另一方面利用拉普拉斯算子的线性和正定性改善延拓问题的正则性,综合两者增加拟牛顿算法的稳定性,提高可用CFL数,最终达到提高流场求解效率的目的。由于流场问题的复杂性和非线性,难以通过理论分析得出先验的最优非线性求解策略。因此,通过无黏NACA0012翼型、湍流RAE2822翼型和三维ONERA M6机翼等算例的数值实验,研究了拉普拉斯项参数对收敛效率的影响,给出了效率较优的参数组合,验证了本文方法在跨声速情况下相对于经典伪时间推进法可以节约20%以上的CPU计算时间。 展开更多
关键词 非线性方程 隐式格式 牛顿法 空气动力学 跨声速 定常流动
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基于伴随理论的大型客机气动优化设计研究进展 被引量:16
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作者 白俊强 雷锐午 +3 位作者 杨体浩 汪辉 何小龙 邱亚松 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期98-115,共18页
大型民用客机的气动设计具有巡航马赫数高、部件间流动干扰复杂、外形精细化修形难度大等特点,完全依靠人工试凑法进行气动设计工作量巨大。基于高可信度数值模拟的优化设计技术可以对该类问题进行自动寻优设计,给设计师提供有力参考,... 大型民用客机的气动设计具有巡航马赫数高、部件间流动干扰复杂、外形精细化修形难度大等特点,完全依靠人工试凑法进行气动设计工作量巨大。基于高可信度数值模拟的优化设计技术可以对该类问题进行自动寻优设计,给设计师提供有力参考,因此在大型民用客机气动设计中发挥着越来越显著的作用。首先,以大型民用客机为背景,总结了民机气动设计中的关键科学问题,指出了梯度优化设计方法在民用客机不同优化设计问题中的适用性,并进一步对梯度求解中的伴随方法理论进行了详细介绍。然后,分析了基于伴随理论的气动优化设计方法以及气动结构多学科优化设计方法在民用客机设计中的研究进展,其中气动优化设计方面着重突出了复杂全机多部件气动外形优化设计方法以及飞机/发动机一体化优化设计方法。最后,对基于伴随理论的气动优化设计方法在大型民机中的应用进展进行了提炼,对未来发展趋势进行了展望与建议。 展开更多
关键词 大型民用客机 伴随理论 全机多部件气动优化 飞机/发动机一体化优化 气动结构优化
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分布式电推进系统中涵道风扇耦合效应的试验与数值研究
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作者 周芳 王掩刚 +2 位作者 王思维 陈延俊 邱亚松 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第3期149-159,共11页
基于分布式电驱动涵道风扇推进系统在气动性能、推进效率和鲁棒性方面具有极大应用潜力,系统中复杂的耦合效应缺乏深入研究和理解。本文应用试验与数值模拟相结合的方式研究了某分布式涵道风扇系统中推进器之间的耦合效应,分析了推进器... 基于分布式电驱动涵道风扇推进系统在气动性能、推进效率和鲁棒性方面具有极大应用潜力,系统中复杂的耦合效应缺乏深入研究和理解。本文应用试验与数值模拟相结合的方式研究了某分布式涵道风扇系统中推进器之间的耦合效应,分析了推进器之间耦合干涉作用的规律与机理,为推动分布式电驱动涵道风扇的飞行器工程应用提供理论基础。研究结果表明:相较于风扇的孤立型布局,分布式布局风扇进口存在速度畸变影响涵道风扇性能,导致推力降低4%;分布式布局中风扇之间的耦合效应等效于风扇两侧存在虚拟且无黏的壁面结构,该虚拟壁面结构会诱发风扇两侧的两对流向涡;机翼-风扇之间的耦合效应表现为机翼的有黏壁面结构,会诱发风扇唇口上方的流动分离以及近机翼侧的一对流向涡;在分布式布局中涵道风扇出现转速下降或失效时,仅会对邻近风扇的性能造成影响,由于边缘风扇失效只有一个邻近风扇摄取失效风扇上游的流量,而中间风扇失效有两个邻近风扇用于摄取流量,边缘风扇失效对流动的影响高于中间风扇。 展开更多
关键词 分布式布局 孤立型布局 涵道风扇 耦合效应 风扇失效
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基于非支配排序的并行加点方法研究及应用
10
作者 刘睿 白俊强 邱亚松 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第6期1446-1459,共14页
代理优化方法可以大幅提升高精度数值优化的效率,而加点方法对于优化结果和效率非常重要。并行加点方法一次可以添加多个训练样本,从而可以充分发挥计算资源的利用率,并且提高效率。在包含子优化的紧密式代理优化框架上将预测值、预测... 代理优化方法可以大幅提升高精度数值优化的效率,而加点方法对于优化结果和效率非常重要。并行加点方法一次可以添加多个训练样本,从而可以充分发挥计算资源的利用率,并且提高效率。在包含子优化的紧密式代理优化框架上将预测值、预测方差和期望改善(EI)函数值两两结合作为子优化目标,构建3种多目标并行加点方法,提出基于非支配排序的并行加点样本的策略。以SC(six-hump camel back)函数和2维GN(Griewank)函数、5维Rosenbrock函数及10维HD1(high-dimension 1)函数作为无约束优化算例,以7维G9函数作为约束优化算例,将构建的3种多目标并行加点方法与混合并行加点方法进行对比分析,结果表明:多目标并行加点方法效果较好。采用多目标并行加点方法、混合并行加点方法及基于计算流体力学(CFD)的遗传算法开展了二维多段翼型起飞状态的升阻比优化。优化结果表明:在升力系数不减小的约束下,多目标并行加点方法经过少量CFD评估,得到的优化结果使升阻比提升了14%,证明多目标并行加点方法在工程问题中的适用性。 展开更多
关键词 非支配排序 KRIGING模型 优化设计 加点方法 多段翼型
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