高超声速进气道曲面压缩技术综述

高超声速曲面压缩系统能够同时利用弯曲激波和等熵波压缩来流,具有良好的综合性能,本文简要回顾了相关研究取得的成果,分析了这种新型压缩方式的流动特征,总结了基于曲面压缩概念提出的多种流场设计方法,重点介绍了其中根据出口截面或壁面上气动参数实现的流场反设计以及在高超声速进气道设计中的应用研究,同时指出了三维流场的反设计、粘性条件下的反设计等有待深入研究的问题。     

新型桨尖抑制旋翼跨声速特性的影响分析

为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速特性方面的作用,开展了多种桨尖对旋翼局部流动及气动特性影响的数值分析研究.发展了基于高效嵌套网格方法的旋翼流场高精度CFD求解方法.在此基础上,详细分析了桨尖外形对旋翼桨叶跨声速区域激波强度、激波诱导气流分离、桨尖涡尾迹及气动性能的影响.数值结果表明:桨尖的后掠和上反在缓解旋翼跨声速特性方面的作用相对较小;桨尖前掠和下反能更有效地减少桨尖外端跨声速区域,降低该位置激波强度并缓解激波-附面层干扰诱导的气流分离;后掠桨尖在减小旋翼反扭矩方面的整体效果良好,直线前掠桨尖在大桨盘拉力状态能够更有效降低旋翼扭矩(直线前掠30°时,扭矩降低达12.3%),桨尖下反可以有效抑制桨尖涡强度(抛物下反30°时,桨尖涡强度降低50%),并加快桨尖涡尾迹的耗散.      

尾缘吹气式火焰稳定器时均流场

为了对尾缘吹气式火焰稳定器的流场进行研究,在低速风洞中利用二维在线式互相关PIV系统,对新型稳定器及V型稳定器的近尾迹流动进行了测量,考察了可控横向射流气动参数及射流方向对新型稳定器流场的影响.结果表明,尾缘吹气式火焰稳定器与V型火焰稳定器的流场特性基本相似,但吹气射流扩大了回流区,增加了回流率和湍流脉动速度;同时发现,射流与来流动量比是影响新型稳定器后流场的主要气动参数。     

反压对隔离段激波串结构的影响

采用不同的无黏通量格式与湍流模型组合对轴对称圆截面隔离段进行了数值计算,选取与试验结果最匹配的组合研究隔离段在反压作用下的流场结构及参数特性.对不同反压下的独立隔离段模型和隔离段燃烧室模型进行了三维模拟,分析了隔离段反压比对其流场结构、出口参数及其中激波串形态的影响.针对该轴对称隔离段提出了其可承受的极限反压.比较了冷态均匀反压与燃烧诱导反压下的隔离段流场.结果表明:无黏通量格式与湍流模型的选择影响着激波串的形态和长度,对于隔离段数值模拟十分关键;隔离段出口参数受反压影响,出口处在激波串区域时,附近截面上静压分布的不均匀性较大,出口处在混合区时压力分布则相对更均匀,激波串发展程度影响隔离段出口压力均匀性;对于该圆截面隔离段及燃烧室,直接给定均匀的平面冷态反压所产生的激波串与燃烧反压下的激波串在结构形态和起始位置上未见明显差异.      

膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法

为了提高流线追踪喷管设计方法的灵活性，从推力和力矩两方面考虑，引入特殊中心体，探索了壁面膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法.设计过程中利用特征线理论（MOC）实现了由膨胀规律求解气动壁面的反设计.针对基准流场的主要设计参数，包括膨胀规律、中心体及斜倾角等进行了参数化研究，得到了设计参数对基准流场结构及性能的影响规律.利用该基准流场，设计了矩形截面的流线追踪喷管(导出喷管)，并进行了分析.结果表明:利用特征线理论可以实现膨胀规律到壁面的反设计；在进口参数和落压比一定的条件下，存在一定的膨胀规律使得基准流场的内推力最大；流场的中心体尺度和长度比对推力影响很小，可作为调整导出喷管力矩的设计参数；出口斜倾角增大会导致基准流场的长度减小，同时推力下降明显，设计时应综合考虑.      

马赫数分布可控的基准流场灵敏度分析与优化设计

利用Isight软件对反正切马赫数分布可控的轴对称基准流场设计参数进行灵敏度分析,获得了设计参数对基准流场总体性能的影响规律,其中前缘压缩角和系数 c 的影响最为明显.针对该基准流场,建立了多项式响应面模型并在设计点进行三目标优化,得到了总体性能较优的轴对称基准流场.基于该优化结果设计了圆形进口的高超声速内收缩进气道并在 Ma=4~7进行数值分析,结果表明:进气道在设计点和非设计点均具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力, Ma=6和7时出口截面总压恢复系数分别为0.581和0.513,压比分别为20.01和24.73, Ma=4时流量系数达到0.880,说明该优化方法可行.      

基于内锥和中心体表面流动参数分布的轴对称基准流场反设计

为了合理控制内锥面压缩强度的份额、提高进气道压缩效率，提出了一种内锥面中间段压缩较缓的新型马赫数减速规律，结果表明新型马赫数减速规律的单位压比压缩损失相对于反正切马赫数分布降低了20%。为了进一步改善基准流场，提出了基于流动角分布可控的中心体反设计方法，实现了内锥面马赫数分布和中心体表面流动角分布双重可控的基准流场反设计。此外，还研究了该基准流场对内转进气道性能的影响。结果表明，通过中心体表面流动角分布反设计中心体构型可显著降低基准流场压缩损失，相比于等直中心体损失至少降低了34%，从而提高了内转进气道性能。     

旋翼涡环状态气动特性和参数变化的风洞试验

为了研究旋翼下降和涡环状态的流场及气动特性,在中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞中,完成了BO-105直升机桨尖马赫数相似旋翼模型的流场和测力试验。试验获得了旋翼悬停和垂直下降状态桨盘附近的流场,同时测量得到了模型旋翼拉力、扭矩等参数的变化。试验结果表明:高速粒子图像测速法(PIV)相机成功捕捉到了下降率增大时旋翼涡量向桨盘附近聚集的过程。垂直下降率在0.9左右时旋翼拉力和扭矩最小,分别只有对应总距角悬停状态拉力的60%和80%左右。在深度涡环状态,旋翼周围存在大尺度涡结构周期性形成和破碎现象,这种现象是旋翼拉力和扭矩剧烈波动的原因。斜下降相对垂直下降而言,旋翼的拉力和扭矩损失都较小。抛物线桨尖外形与常规的矩形桨尖外形相比,垂直下降气动特性并无显著区别。      

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究

由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

基于特征正交分解的跨声速流场重构和翼型反设计方法研究

在二维流场的重构问题中应用特征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)数据处理方法。利用CFD技术计算得到的流场快照对气动力模型进行降阶,然后利用基于POD的降阶模型(Reduced Order Model,ROM)对所需的流场参数进行重构,在快照范围内可以得到高精度的结果,且具有一定的外插能力。在翼型反设计问题中该方法仍然是成功的,通过修正快照向量,利用基于POD降阶模型的数据重构方法,由已知的翼型表面压力分布通过反设计就能够高效精确地得到对应的最优翼型形状,这极大地简化了翼型反设计问题。本文分别在跨声速范围对RAE 2822翼型的流场重构和Korn翼型及NACA 63212翼型的反设计进行了验证,证明了基于POD的流场重构和翼型反设计方法的有效性和高效性。     

直升机尾桨/尾梁耦合稳定性分析研究

单桨带尾桨直升机的尾旋翼设计成摆振柔软型后,带来了新的动力学问题:尾桨与尾梁耦合动不稳定性问题。本文简述了它与主旋翼/机体耦合动不稳定问题的差别,主要介绍了尾桨与尾梁耦合动不稳定性问题的分析方法,通过算例分析,为消除这种不稳定性,对一些关键设计参数提出了设计要求。     

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。      

环量控制尾梁实验研究

介绍了带环量控制尾梁的直升机模型在风洞中和旋翼下的测压实验。根据测量数据计算出尾梁上气动力随环量控制参数的变化情况，并绘制成曲线。主要研究动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响。     

主/从动式组合旋翼悬停状态气动特性分析

针对传统直升机构型中主旋翼旋转时产生的扭矩需要尾翼或是反向旋转的共轴旋翼加以抵消,从而造成能量浪费的问题,以将主旋翼旋转时产生的扭矩转化为升力为出发点,提出了一种主旋翼带动下方无动力旋翼旋转的主/从动式组合旋翼气动布局构型。通过动量叶素理论以及CFD数值模拟中的多重参考系法,对主/从动式组合旋翼悬停状态的气动特性进行了初步分析,结果表明,此构型中的下方从动旋翼利用上方主动旋翼的扭矩产生了额外10%的升力,同时下方从动旋翼在上方主动旋翼引流的有利干扰下升力系数提高了35%。     

无尾桨及其实验研究

介绍了无尾桨概念及带环量控制尾梁的直升机模型在风洞中和旋翼下的测压实验，主要研究动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响；另外，对环量控制尾梁上的流动状态也进行了显示实验。通过对实验结果的分析，研究环量控制尾梁的原理及应用。     

环量控制尾梁参数对直升机尾梁侧向推力的影响

用动量源法模拟了旋翼的下洗流,对壁面射流控制圆柱绕流的环量控制参数进行了研究,利用Fluent软件分析了缝隙位置、大小和数目等参数对尾梁气动特性的影响,获得了圆柱体尾梁上气动力随环量控制参数变化的关系.其中,动量系数(喷气强度)和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响是本文重点.研究结果表明,缝隙位置对圆柱体尾梁的气动性能影响明显;旋翼下洗流中单缝最佳缝隙位置与风洞中相差很大;采用多缝喷气可提高圆柱体尾梁的最大升力系数.     

高速直升机涵道风扇矢量推进系统模型悬停状态的气动力测量研究

为了提高直升机的飞行速度,出现了用涵道风扇矢量推力系统取代常规的尾桨和尾翼的复合式高速直升机.然而,涵道风扇矢量推进系统各部件间相互作用很复杂,从理论上确定涵道风扇矢量推进系统的气动特性尚有相当难度,为了研究涵道风扇矢量推进系统气动特性,利用涵道风扇矢量推进系统试验模型,通过试验实测该系统在轴流状态的气动力及舵面偏角和设计参数对系统气动力的影响,得到了一些涵道风扇矢量推进系统所特有的气动现象,其结果可作为理论建模的依据.     

旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算研究

针对旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算问题,将CFD方法与Farassat 1A(F1A)公式相结合,提出了一种适用于旋翼干扰下的尾桨气动噪声数值计算方法。首先,应用所提出的方法进行了噪声的算例验证,并与参考文献结果进行了对比;然后,着重针对悬停和前飞状态旋翼干扰下的尾桨噪声及气动特性进行了计算分析,并与孤立尾桨状态进行了对比。计算分析结果表明:悬停状态下,旋翼干扰下的尾桨气动噪声水平显著大于孤立尾桨;而在前飞状态,由于旋翼尾迹对尾桨桨盘平面产生更强的气动干扰,这一现象会更加明显;同时,在旋翼干扰作用下,尾桨噪声的主传播方向也会发生明显变化。     

后缘小翼对旋翼气动特性的控制机理及参数分析

针对后缘小翼（TEF）的典型运动参数对旋翼气动特性的控制进行了分析研究。为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于前飞状态带后缘小翼旋翼的运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程、k-ω剪切应力输运（SST）湍流模型和Roe-MUSCL插值格式,采用含LU-SGS隐式推进的双时间方法及并行技术,建立了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼前飞非定常流动特性模拟的高效CFD方法。以带后缘小翼的SMART旋翼为算例,对比了桨叶剖面等效法向力的计算结果,验证了CFD方法的有效性。着重开展了前飞状态旋翼后缘小翼的控制分析,在操纵量不变的情况下,分别研究了后缘小翼偏转幅值、偏转频率、安装位置及宽度等参数对旋翼气动力的影响特性,获得了典型参数对旋翼气动特性的控制规律。进一步研究了配平状态下后缘小翼对旋翼气动特性的参数影响。结果表明：后缘小翼可以充分发挥旋翼在前行侧的升力潜能,同时降低后行侧动态失速过程中旋翼的阻力和扭矩;在相同的旋翼拉力情况下,通过安装后缘小翼可以将旋翼阻力系数和扭矩系数分别降低17%和29%,升阻比提高14%。     

直升机技术发展现状与展望

 简单回顾了直升机技术发展的历程和技术特点,介绍了直升机的技术进展,最后展望了新世纪直升机设计技术的发展趋势。