翼型纵向俯仰非定常气动力研究

飞行器飞行时受到的非定常气动力是飞行器设计以及机动飞行中须考虑的一个重要因素。采用CFD方法数值模拟了NACA0012翼型在马赫数从0.2~5.0范围变化时做强迫振荡的非定常流场。通过积分法计算了在不同马赫数时翼型的俯仰动导数。计算结果表明,迟滞效应随马赫数的增大先增大后减小,在跨声速区域迟滞效应达到最大;迟滞环的绕向在跨声速区域为顺时针方向;迟滞环顺时针绕向时,动导数大于零,模型动不稳定,逆时针绕向时,动导数小于零,模型动稳定;旋转角速度越大,翼型表面非定常气动效应越明显。     

环量控制翼型气动力迟滞效应研究

为研究环量控制翼型在非定常运动中的气动力迟滞效应,通过求解环量控制翼型的强迫俯仰振动数值模拟数据,研究了不同减缩频率、振幅和射流动量系数对环量控制翼型气动特性的影响规律,分析了不同动量系数对非定常流场变化的作用机理。研究结果表明:减缩频率和迎角振幅越大,气动力迟滞效应越明显;小迎角下动量系数越大,迟滞效应越微弱,而大迎角下动量系数越大,迟滞效应越明显,并表现出提前动态失速的特征;气动力迟滞效应主要受翼型上表面压力分布影响,与后缘涡和上表面分离涡关系密切。所得结论对于环量控制技术在无人飞行器控制和操纵方面的应用具有一定的实际意义。     

直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究

针对CH-9.5旋翼翼型,开展了不同马赫数、迎角及振动频率下的静态和动态气动特性实验,介绍了试验测量方法、试验结果处理步骤,测量了不同状态、不同参数时的翼型动态失速特性,给出了迟滞环区域随马赫数、迎角及振动频率的变化规律,所得的试验结果为理论模型提供了验证依据。     

SDM标模大迎角动态特性试验研究

介绍了CARDC高速所进行的SDM模型大迎角的动导数和大迎角大振幅动态试验情况与试验结果.SDM标模的试验结果表明:试验结果与国外文献数据具有较好的一致性.试验结果随马赫数和迎角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著.天平与测试系统的重复性精度较高.在试验条件下,减缩频率、振幅、平均迎角及来流肘数均对模型的动态气动特性有影响,其影响量值的大小与具体的试验条件有关.在迎角约为15°～75°范围内,试验曲线存在着迟滞环.     

考虑地面效应的翼型动态特性数值模拟

为了研究考虑地面干扰的飞行器非定常气动特性,基于滑移网格技术,通过求解二维非定常Euler方程,对不同近地高度下的NACA0012翼型的动态振动特性进行了数值模拟。分析了存在地面干扰时的升力系数以及俯仰力矩系数迟滞环变化,并结合强迫振动法,计算了翼型各个近地高度下的纵向组合动导数。结果表明,地面效应不仅对定常流场产生影响,更显著地影响了非定常气动力及力矩,近地高度越小,这种效应越明显,使得升力系数的迟滞环面积变小,幅值减小,而俯仰力矩系数的迟滞环变化不规律,力矩系数的动导数随着近地高度减小而增大(绝对值减小),纵向的动态稳定性产生损失。地面效应干扰在飞行器非定常气动研究中应该引起重视。     

考虑转捩影响的翼型动态失速数值模拟

用数值求解雷诺平均NS方程的方法来对考虑转捩影响的中低雷诺数下振荡翼型动态失速进行数值模拟,计算中采用了k-ω SST两方程湍流模式,并加入Chen-Thyson转捩模型来模拟流动中的转捩效应.采用该方法分别对雷诺数Re=1.35×105和Re=7.7×104情况下NACA0012翼型的动态失速进行了数值模拟.计算结果显示:计算出的翼型动态失速气动力系数迟滞曲线与实测结果符合较好;对于Re=7.7×104的工况,实测的升力系数迟滞曲线中出现了高频振荡,计算结果有效地捕捉到了这一流动现象,并通过分析瞬时流线的计算结果揭示出尾缘涡的涡脱落是引起该高频振荡的主要原因.此外,通过数值计算分析了中低雷诺数下减缩频率对升力系数迟滞曲线的影响,从结果中看到,随着减缩频率的增加,翼型的失速攻角值会增加,升力系数峰值会增加;当减缩频率减小时,升力系数曲线中的高频振荡频率会增加.通过进一步计算分析知,升力曲线中高频振荡的产生不仅取决于减缩频率,还取决于流动的雷诺数,只有在中低雷诺数、较小的减缩频率下翼型动态失速的升力迟滞曲线中才有可能出现高频振荡.     

窄条翼导弹模型摇滚运动动力学特性研究

利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法。计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好。受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡。计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显。     

小振幅振动翼型升力迟滞环变向的成因分析

在低雷诺数条件下研究了SD7037翼型小振幅强迫振动时，振动轴位置和减缩频率对翼型气动特性的影响。通过升力系数随时间变化曲线与迎角随时间变化曲线的对比，发现引起升力系数随迎角变化的迟滞环变向的原因主要是升力系数随时间变化曲线的相位发生变化，并从数学上证明了这个相位是关于减缩频率的函数。而且，当升力系数随时间变化曲线的相位变大时，会使得对应的升力系数随迎角变化的迟滞环曲线从逆时针向顺时针方向变化，这中间必然会经历一个"直线"过程，就好像迟滞现象消失了一样。进一步通过对比流场，发现振动轴位置和减缩频率对此相位的影响机制不同，振动轴位置主要改变翼型的有效迎角，而减缩频率的增大则影响了周围流场结构，使得附加质量带来的反作用力变大，进而提高升力，振动轴向前移动和减缩频率的增大都会增大升力系数曲线的相位。     

旋翼翼型非定常动态失速特性的CFD模拟及参数分析

构建了一套基于运动嵌套网格技术和可压缩RANS方程的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度的CFD方法。首先,发展了基于Poisson方程求解的围绕翼型的粘性贴体正交网格生成方法,并提出了基于最小距离法(MDM)改进策略的运动嵌套网格生成方法,克服了弹簧法可能导致网格畸变的不足;其次,为准确模拟由湍流分离和气流再附引起的气动力的迟滞效应,基于RANS方程、双时间方法和高阶插值格式,建立了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用能够较好捕捉气流分离现象的S-A湍流模型;再次,针对旋翼后行桨叶动态失速时桨叶剖面来流速度较低、迎角较大的特点,为解决低来流速度时L-B半经验模型在旋翼翼型非定常动态失速计算中的局限性,并克服可压缩方程对低速流场计算收敛困难和精度低的问题,建立了基于Pletcher-Chen低速预处理方法、FAS多重网格法和隐式LU-SGS方法相结合的高效数值方法。应用发展的方法,分别针对NACA0012、SC1095旋翼翼型静态和轻度、深度动态失速进行计算,精确捕捉了气动力迟滞效应以及翼型前缘脱体涡的产生、对流和脱落过程,验证了本文方法的有效性;最后,着重针对NACA0012动态失速状态,开展了振荡参数对旋翼翼型非定常动态失速特性影响的分析,研究结果表明翼型迎角平均值、振幅及减缩频率的变化均能引起迟滞效应的改变并使得气动力峰值发生有规律的前、后移现象等。     

双三角翼俯仰振荡运动的流场特性数值模拟

 建立了适用于双三角翼大迎角非定常分离流场模拟的数值方法,研究双三角翼俯仰振荡时的动态流场特性,给出动态流场结构和气动力性能随迎角的变化规律,重点考察了减缩频率、转轴位置、平均迎角和振幅等参数对动态流场迟滞效应和气动力曲线迟滞环的影响。研究结果表明:俯仰振荡到相同大迎角时上仰和下俯的流场存在明显差异;减缩频率对气动力迟滞效应的影响相对大于转轴位置;平均迎角的变化导致双三角翼背风区流场结构呈现不同流态,而振幅的大小决定这些流态的数目,事实上俯仰运动时如果跨越的流态数目越多则流场结构的动态响应滞后现象就越显著。通过数值分析,有利于提高对双三角翼在俯仰振荡运动条件下的非定常特性和流场滞后效应等非线性现象的认识。     

基于鬃毛摩擦理论的环形橡胶减振器动态迟滞特性模型

对环形橡胶减振器的动态特性进行了理论建模。综合考虑材料的高弹特性、频率相关动态特性以及摩擦相关动态特性,并将形状因素的影响考虑在内,提出了一种基于鬃毛摩擦理论的描述减振器动态迟滞特性模型。比较以往的基于库仑摩擦理论的模型,该模型具有对摩擦速度依赖特性的描述能力,且能够预测摩擦应力在零速附近的非线性特征,使得拟合出的动态迟滞特性曲线具有很多微小的波浪特征。开展了测量减振器径向动态迟滞特性的试验,试验结果表明:环形橡胶减振器的实际动态迟滞曲线并非光滑的椭圆环,而是具有很多细微波浪的近似椭圆环,且在激振频率偏高时,波浪特征相对明显,验证了基于鬃毛摩擦理论的理论模型与实际情况的规律和趋势一致、特征相似。      

双旋翼微型飞行器的非定常气动特性

发展了一种基于计算流体力学(CFD)的非定常气动特性预测方法,计算方法包括了动量源模型、预处理方法、非结构嵌套网格和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型等技术.通过计算悬停Caradonna-Tung算例和俯仰振荡NACA0012算例,验证了计算方法模拟双旋翼微型飞行器动态流场的有效性.数值模拟了双旋翼微型飞行器动态流场,给出了非定常气动系数的迟滞曲线,分析了缩减频率、前飞速度和螺旋桨转速对非定常气动特性的影响.计算结果表明:力矩系数迟滞效应随缩减频率、前飞速度和螺旋桨转速增大而增大,升力系数迟滞效应随缩减频率和前飞速度增大而增大,但基本不随螺旋桨转速变化而变化.      

共性半环翼跨介质航行器变体气动特性研究

基于一种特殊的双层半环形闭合翼构型,利用流体仿真软件对该构型跨越水空介质后变体过程中的不同状态进行了仿真,并对其非定常气动特性进行了分析;比较了特定条件下非定常状态和定常状态的气动参数随折叠角的变化曲线,得到了机翼展开和回收至不同角度的压力和速度分布云图以及对应位置的压力分布曲线;研究了不同变体速率对机翼变体的非定常气动特性的影响,并提出了附加动力学影响、流场迟滞影响等物理效应来解释该构型的非定常气动特性的形成原理。仿真结果表明,机翼回收过程的气动参数大于定常状态,展开过程气动参数小于定常状态,变体速率越大,非定常效应越明显,产生这种差异的原因是来自于流场迟滞的影响。     

推力矢量对飞机大迎角动态气动特性的影响

推力矢量是提高战斗机大迎角动态气动特性,提升其过失速机动能力和飞行品质的重要手段。新一代战斗机的高机动性要求也使气动和推力矢量的融合控制研究日益重要。针对中国空气动力研究与发展中心∅3.2 m开口低速风洞,研制了喷流模拟器和通气动态试验装置,建立了带推力矢量的大迎角动态试验技术。开展了不同减缩频率、不同落压比、不同喷管偏角时的大迎角俯仰振荡运动特性试验研究。结果表明：与无喷流试验相比,带喷流时模型的动态特性均随着落压比和喷管偏角的变化呈现规律性的变化;力和力矩系数形成的迟滞曲线面积随着落压比和偏角的增加而增加;减缩频率的变化对模型的动态特性影响小于无喷流时的影响。总的来说,推力矢量的影响未改变模型大迎角动态特性的基本规律,但是随着推力矢量角度和大小的变化,有规律地改变了模型动态气动力和力矩的变化幅度。     

Mechanism analysis of hysteretic aerodynamic characteristics on variable-sweep wings

Variable-sweep wings have large shape-changing capabilities and wide flight envelops, which are considered as one of the most promising directions for intelligent morphing UAVs. Aerodynamic investigations always focus on several static states in the varying sweep process, which ignore the unsteady aerodynamic characteristics. However, deviations to static aerodynamic forces are inevitably caused by dynamic sweep motion. In this work, first, unsteady aerodynamic characteristics on a typical variable-sweep UAV with large aspect ratio were analyzed. Then, deep mechanism of unsteady aerodynamic characteristics in the varying sweep process was studied. Finally, numerical simulation method integrated with structured moving overset grids was applied to solve the unsteady fluid of varying sweep process. The simulation results of a sweep forward-backward circle show a distinct dynamic hysteresis loop surrounding the static data for the aerodynamic forces. Compared with the static lift coefficients , at the same sweep angles, dynamic  lift coefficient in sweep forward process are all smaller, while dynamic sweep backward  lift coefficient are all larger. In addition, dynamic deviations to static  lift coefficient are positively related with the varying sweep speeds. Mechanism study on the unsteady aerodynamic characteristics indicates that three key factors lead to the dynamic hysteresis loop in varying sweep process. They are the effects of additional velocity caused by varying sweep motion, the effects of flow hysteresis and viscosity. The additional velocity induced by sweep motion affects the transversal flow direction along the wing and the effective angle of attack at the airfoil profile. The physical properties of flow, the hysteresis and viscosity affect the unsteady aerodynamic characteristics by flow separation and induced vortexes.     

直升机后缘襟翼驱动器迟滞现象仿真与抑制

直升机后缘襟翼多采用压电驱动器作为驱动元件，但是在使用过程中压电驱动器迟滞会对其振动控制性能产生不利影响，因此针对压电驱动器迟滞开展了迟滞建模与抑制研究。通过实验研究了压电驱动器在不同驱动频率下的迟滞特性，采用Bouc-Wen模型对驱动器迟滞现象进行了建模，并采用粒子群算法（PSO）辨识模型参数，与实际测量迟滞曲线进行了对比，在10~60 Hz范围内所建立的迟滞模型能够较为精确地描述压电驱动器迟滞现象。建立了基于Bouc-Wen逆模型的前馈补偿控制与PID反馈控制相结合的复合控制策略，实验结果显示该控制策略能够在10~60 Hz较宽的频率范围内有效抑制该压电驱动器迟滞现象。建立了考虑驱动器迟滞的主动控制后缘襟翼振动控制动力学模型，并对中等速度稳态前飞条件下后缘襟翼振动控制性能进行了仿真，仿真结果显示驱动器迟滞会在一定程度上削弱振动控制性能，而采用复合控制可以提高后缘襟翼旋翼振动控制性能。     

密封-转子系统气流激振问题数值仿真

对于密封中发生气流激振的故障诊断问题,基于有限元方法,应用Muzynska非线性密封力模型建立了密封-转子系统动力学模型,通过数值积分方法研究了升/降速过程的气流激振失稳规律和振动特性,并分析了在变速和稳速情况下偏心量的影响。结果表明:气流激振力会使系统固有频率升高,使发生共振时的振幅降低;发生气流激振会出现锁频现象并伴有组合频率特征;降速时由于气体的流动性强从而导致切向惯性力很弱,惯性效应不明显;当偏心量较小时频谱上只出现了锁频,随着偏心增大组合频率出现并不断丰富;稳速时气流激振频率随偏心的提高而增大,并出现了频率突变。      

吊舱发电系统涵道式冲压空气涡轮叶片性能的研究

涵道式冲压空气涡轮是提供飞机吊舱自主发电系统能量的关键部件,其性能直接影响系统的效率。在对比了不同翼型的气动性能之后,优选出具有NACA6321、NACA23015和NACA4412三种翼型的叶片NACAZ1、NACAZ2和NACAZ3作为吊舱发电系统实验用涡轮叶片。采用优化Glauert方法,对上述3种叶片的推力系数、扭矩系数、功率系数与叶尖速比之间的关系进行了计算。计算结果表明:同样风速条件下,NACAZ2的推力系数和扭矩系数最大,NACAZ1的最小;在叶尖速比为2时,NACAZ2叶片的功率系数比NACAZ1的大16%。实验表明:NACAZ2的功率系数最大,NACAZ3的功率系数与NACAZ2的相近,叶尖速比为2时,NACAZ2的功率系数比NACAZ1的大37%。具有NACAZ2叶片的实验涡轮启动性能好,输出功率较大,综合性能较优。     

旋转流场下的振荡动导数试验技术研究

为研究飞机在旋转流场下的非定常气动特性,中国空气动力研究与发展中心低速所在Φ5m 立式风洞开展了旋转流场下的振荡动导数试验技术研究。本文推导了在旋转流场下识别组合动导数的方法,介绍了试验设备,获得了在旋转的同时,由振荡产生的3个组合动导数,并对试验结果进行了分析与讨论。将单自由度动导数结果与Φ3．2m 风洞试验结果进行了对比,旋转/振荡耦合试验结果表明：旋转运动使得俯仰组合动导数变得不稳定,而对于横向组合动导数,大转速则会显著增大非线性。该试验技术能够为研究旋转流场下的非定常气动特性提供一个有效的试验平台。