剪刀式尾桨前飞状态气动噪声特性计算

基于计算流体力学（CFD）建立了适用于剪刀式尾桨的流场计算模型，采用嵌套网格方法模拟尾桨运动，采用双时间方法进行时间推进。针对不同的尾桨构型，采用高效配平策略“差量法”将剪刀式尾桨配平至相同负载状态。在此基础上，采用Ffowcs Williams-Hawkings（FW-H）方程计算剪刀式尾桨的气动噪声特性。应用该方法对不同前飞速度下剪刀式尾桨的气动力和噪声进行计算分析，着重研究了剪刀角和轴向间距两个重要构型参数的影响。计算结果表明:剪刀角对剪刀式尾桨气动力和气动噪声特性均有重要影响，而轴向间距在合理的变化范围内，对尾桨影响较小。与常规尾桨相比，前飞状态下剪刀式尾桨的噪声指向性变化较小，但噪声幅值变化显著。      

悬停状态剪刀式尾桨气动/噪声特性优化分析

建立了一套基于CFD(computational fluid dynamics)方法和FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的剪刀式尾桨气动噪声预估技术和组合优化算法的尾桨外形参数设计方法。基于嵌套网格方法采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为尾桨流场求解控制方程,采用了一套适用于剪刀式尾桨悬停气动特性模拟的高效CFD方法。在流场分析的基础上,采用FW-H方程预测剪刀式尾桨在典型观察位置处的气动噪声。分别在控制总距以及控制拉力系数不变的情况下,以提高尾桨悬停效率同时降低气动噪声为目标,对剪刀式尾桨的剪刀角和轴间距两个主要外形参数进行优化设计。将基于拉丁超立方(LHS)方法和径向基函数(RBF)的代理模型方法与遗传算法过程相结合,建立了一种有效的组合优化算法。结果表明:剪刀角和轴间距的不同组合可以通过削弱桨-涡干扰现象从而实现降低旋翼桨-涡干扰噪声的目的。在当前的计算状态下,优化得到的剪刀式尾桨的悬停效率比常规尾桨高16%,其平均声压级比常规尾桨降低了2.3 dB。      

基于N-S方程的剪刀式尾桨前飞状态气动力计算研究

建立了一个适用于计算剪刀式尾桨前飞状态气动力的数值方法。在该方法中,采用惯性坐标系下的非定常Navier-Stokes方程作为主控方程,使用低数值耗散的Roe格式进行空间离散,并应用高效的隐式LU-SGS格式进行时间推进;采用双时间法以模拟尾桨前飞时的非定常现象;使用运动嵌套网格方法以计入尾桨桨叶的旋转运动。应用建立的方法,首先对有试验数据可作对比的Lynx直升机尾桨悬停状态气动性能进行了计算,验证了所建立方法对尾桨气动性能计算的有效性;同时,针对Helishape 7A旋翼进行了前飞状态气动载荷计算,验证了该方法对旋翼(尾桨)前飞气动载荷计算的有效性。最后,对剪刀式尾桨前飞状态进行了气动力计算,并分析了构型参数对剪刀式尾桨气动力的影响。计算结果表明,前飞状态时,相同总距下剪刀式尾桨的平均拉力要大于常规尾桨,且剪刀式尾桨在90°-180°-270°方位角内的桨-涡干扰现象较常规尾桨严重。     

基于CFD方法的直升机旋翼/尾桨非定常气动干扰计算

采用CFD方法针对直升机旋翼/尾桨气动干扰问题进行了数值计算研究.建立了一个适用于旋翼/尾桨干扰气动力计算的方法.在该方法中,控制方程采用三维非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,网格系统使用嵌套网格技术以计及旋翼和尾桨的相对运动.基于所建立的方法,分别计算研究了悬停状态、低速前飞状态以及巡航平飞状态时干扰状态的旋翼和尾桨气动力,并深入分析了尾桨旋转方向对干扰特性的影响.计算结果表明:旋翼对尾桨的气动干扰在各计算状态都存在,且干扰影响不总是负面的,这取决于飞行状态;而尾桨对旋翼的干扰作用则在悬停状态时较为明显,但在前飞状态时可忽略不计;尾桨旋转方向对尾桨气动力的影响较大,合理地选择尾桨的旋转方向可以改善其气动特性.      

变距四旋翼飞行器气动力及噪声特性计算研究

基于计算流体力学(CFD)建立了适用于多旋翼飞行器的流场计算模型,采用嵌套网格方法模拟旋翼运动、双时间方法进行时间推进,分析变距四旋翼飞行器的气动力特性.在此基础上,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程计算了变距四旋翼飞行器的噪声特性(包括考虑和不考虑旋翼间气动干扰两种情况).计算结果表...     

直升机旋翼/尾桨/垂尾气动干扰计算研究

建立了一个基于计算流体力学(CFD)技术的直升机旋翼/尾桨/垂尾气动干扰分析方法。在该方法中,选取Navier-Stokes方程为控制方程,使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散,并选取隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式进行时间推进,湍流模型为B-L(Baldwin-Lomax)模型;为了实现旋翼、尾桨和垂尾网格之间的流场信息交换,采用运动嵌套网格方法。应用所建立的方法,对Helishape 7A旋翼和Lynx直升机尾桨进行了算例计算,并与试验数据进行对比,验证了方法的正确性。着重针对旋翼/尾桨干扰特性进行了计算,并进一步计入垂尾的干扰,对垂尾/尾桨干扰以及旋翼/尾桨/垂尾干扰特性进行了研究,分析了旋翼、尾桨和垂尾相互干扰的规律。结果表明:对于不同的垂尾/尾桨构型,阻塞面积越大,对应的尾桨拉力也较大,但尾桨和垂尾获得的净拉力却减小,且不同阻塞面积下,推力式构型尾桨比拉力式尾桨具有更大的净拉力;然而,在前飞过程中,直升机垂尾对旋翼与尾桨干扰的影响很小。     

基于二维频谱方法的直升机噪声源的分辨与提取

针对直升机飞行时其噪声中多种噪声源相互混叠难以分辨的问题,通过随机信号理论分析,结合直升机噪声信号的特点,发展了基于二维频谱分析的直升机噪声源分辨与提取模型及方法,在此基础上将该方法应用于剪刀式尾桨直升机尾桨噪声信号的频域提取与分析.本文首先推导了这种方法的理论模型,并给出相应的求解方法;然后采用该方法分别对模拟和实测的直升机总体噪声信号进行分析,计算结果表明该方法可以有效地提取出总体噪声中的各谐波成份.最后通过对剪刀式尾桨直升机噪声的分析,获得了剪刀式尾桨降噪的机理.     

应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法.在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方法生成.通过结合涵道尾桨的运动方式、几何特征及气动特征,建立一个包含动量源项的N-S方程的涵道尾桨流场计算方法和迭代流程;为较好地捕捉涵道壁附近存在的旋涡及分离现象,采用了一方程S-A湍流模型.通过对ONERA M6机翼的绕流特性的计算分析,以及对涵道尾桨在悬停状态下的拉力、诱导速度、载荷分布等的计算分析,验证了该CFD方法的有效性.在此基础上,采用该方法进行直升机悬停、侧飞和前飞状态下涵道尾桨流场与气动特性的数值分析,得到了关于涵道尾桨流场和气动特性的一些有意义的结论.     

基于涡限制法的旋翼气动噪声计算

在直升机旋翼流动的数值模拟中,流动求解精度对旋翼气动噪声的预测有着重要影响.采用中心格式有限体积法求解可压缩Euler方程数值模拟旋翼绕流,并采用基于Ffowcs Williams- Hawkings( FW-H)方程的声类比方法计算旋翼气动噪声.为了抑制中心格式的数值耗散,保持机翼翼尖以及旋翼桨尖的尾涡结构,引入了涡...     

旋翼气动力数值模拟准确度影响因素计算

针对旋翼气动力CFD计算时的一些常见影响因素的选择问题,进行了数值计算讨论.计算求解器选择自研代码,该代码采用基于共享内存(OMP)的并行化方法,在嵌套网格系统下求解Navier-Stokes方程,空间方向上使用2阶迎风格式,时间方向采用双时间方法.讨论的问题包括背景网格数目对悬停桨尖涡捕捉、对前飞状态激波捕捉和气动力的影响,远场动量理论修正作用对计算结果影响等.对于讨论的不同网格数目情况下,计算的悬停状态旋翼拉力差异在6%左右,扭矩差异2.6%左右,旋翼前飞阻力和扭矩最大差异为2.58%和3.28%.是否采用动量修正旋翼拉力相差3%~5%.通过计算,给出了针对以上因素计算结果差异的范围,可以为旋翼气动力计算工作提供一定的参考.      

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.