气动升力对水陆两栖飞机着水载荷会产生较大的影响,采用理论分析研究不同气动升力对着水载荷的影响,确定了载荷增量、加速度增量与气动升力减小量之间的关系。利用典型水陆两栖飞机剖面模型,运用耦合欧拉-拉格朗日方法对水陆两栖飞机着水进行仿真计算,得到气动升力变化量与载荷变化量之间的关系,表明了水陆两栖飞机着水加速度增量大约是气动力减小量的0.33倍。

针对某型民用飞机前起落架进行气动噪声数值仿真分析,研究了基于脱体涡DES模拟非定常流场的方法,计算起落架周围非定常湍流流场,提取声源信息,利用FW-H方程积分外推法求解模型辐射的声场,得到气动噪声的功率谱密度、总声压级等声学特征参数;并将研究的数值模拟方法应用于起落架复杂流场和气动噪声计算,研究结果为预测噪声起落架噪声设计提供了一定的参考。

以带螺旋桨的翼身-短舱组合体为几何模型,采用基于拼接网格技术及多重参考系(MRF)方法求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,对在螺旋桨滑流作用下的不同机翼平面形状构型进行数值模拟,得到了气动性能更好的机翼平面形状,全机升阻比相对于原始构型提高了3. 6%。通过对比不同构型中各部件的力系数,机翼上特征站位的压力系数分布曲线以及流场结构特征,找出了在滑流影响下这种机翼平面形状使其气动性能提高的机理。结果表明:增加滑流区域的机翼弦长并减少非滑流区域的机翼弦长能够增加机翼的升阻比,其主要机理在于这种布局能够充分利用滑流的加速效应,并减小机翼上表面的气流分离。

级间连接托可显著增加高超声速飞行器与助推器间的连接刚度，针对此种连接形式在级间分离阶段对飞行器带来的气动干扰问题，以类X-43A飞行器为研究对象，采用数值模拟方法对分离干扰机理进行了研究。研究表明:级间连接托导致飞行器在分离时产生较大附加低头力矩和升力，此种干扰是分离涡流区和激波/涡流相互作用的结果;考虑连接托的干扰影响时，飞行器运动轨迹与自由飞轨迹存在差别，尤其俯仰角变化显著不同。

为了有效控制跨声速构型的表面压力分布，利用离散伴随方法精确、快速求解目标函数对大规模设计变量梯度的优势，采用CST和FFD几何参数法，分别构建了二维、三维气动反设计优化系统。通过NACA0012翼型和CRM机翼对构建的反设计系统进行验证，优化目标分别为RAE2822翼型和多点优化后的CRM构型的压力分布。结果表明:通过压力分布反设计得到的构型与目标压力分布对应的构型在几何外形上一致，迭代收敛性上气动反设计优化效率优于多点优化。

为了研究凹坑单元不同排列方式对直升机气动阻力的影响，分别在直升机尾舱门处布置矩形排列、菱形排列和等差排列的凹坑单元。采用基于剪切应力输运模型（k-ωSST）的计算流体力学方法，对比分析了不同排列方式的减阻效果、后体局部流场和表面压力分布情况。计算结果表明，以菱形排列的凹坑形非光滑表面可以获得最好的气动减阻效果，机身总减阻率可以达到10.9%。进一步分析发现，由于在相同大小曲面内，菱形排列能够布置最多的半球形凹坑单元，而半球形凹坑单元可以延缓机身后体流动分离，抵消对阻力直接做出贡献的低压区面积，从而减小机身的气动阻力。

冲压空气进气口是民机环控系统性能实现的关键。针对飞机不同结构参数的NACA进气口,提供三种数据驱动的预测模型,对其性能进行预测。分析多元线性回归模型、二阶多项式模型、人工神经网络三种预测模型的原理,建立相应的数学模型,并在MATLAB实现三种预测模型的代码编译。以某一型号客机为例,进行ANSYS CFX流场仿真,获取不同结构参数对应性能指标的数据库,基于数据库对比不同预测模型下的误差,并分析出适用于飞机NACA进气口不同结构参数性能预测的模型。对较优的BP神经网络模型进行改进,得到更加适合的BP神经网络改进模型。

针对民机在着陆构型下增升装置打开时出现的升力系数迟滞现象,运用嵌套网格技术对给定模型进行网格划分并进行定常、非定常数值模拟,分析迟滞情况。结合增升装置打开时间短,迟滞量尽可能小的优化方向,运用遗传优化算法进行计算。增升装置最优打开方案与通过拉丁超立方抽样法生成的初始样本相比,升力系数迟滞量明显减小,气动特性有较大改善。

为提高气动设计优化过程的效率,提出了一种将计算流体力学(CFD)与虚拟现实(VR)技术相结合的气动优化改型的新方法,将原始模型流场数据导入VR环境中进行流场的可视化分析。根据分析结果对原始模型进行交互式优化改型,再按照变形函数以及限定准则实现新模型的网格自动生成,最后自动重启CFD计算。以一个二元喷管的改型优化对方法进行了验证,优化后的喷管性能得到了显著提高,表明方法能够简便快速地开展气动优化改型。

结合工程分析方法与快速数值计算方法,开发了一种面向飞行器概念设计阶段的直角全速域气动仿真工具。工具直接利用几何外形输出的文件格式,高度自动化生成流场计算需要网格。在流场计算方面:1)对于亚声速,采用基于自适应直角网格的有限体积法求解全速势方程;2)对于跨/超声速,采用基于自适应直角网格的有限体积法求解欧拉方程;3)对于高超声速,采用机翼牛顿撞击理论的工程面元法。上述3种方法均加入粘性修正。应用上述气动工具考察了一个通用高速飞行器在宽速域下的气动性能,并且将计算数据与高精度数值模拟方法的数据进行对比。相关对比结果表明,气动工具自动化程度高、求解精度良好,可作为高超飞行器设计阶段总体布局选型、气动外形优化的工具。