微型扑翼低雷诺数绕流气动特性研究

针对微型扑翼所处典型飞行状态,数值模拟研究了微型扑翼绕流的低雷诺数气动特性.基于结构化嵌套网格求解了预处理后的三维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,空间离散采用了中心格式有限体积法,非定常时间推进为双时间法.通过与文献低雷诺数扑翼的试验值对比验证了本文算法的有效性,接下来通过大量计算研究了关键气动参数和展向折叠扑动模式的影响规律.研究结果表明迎角、扭转角和折叠扑动对升力影响较大,扭转角和减缩频率对推力影响较大.本文的研究得到了微型扑翼气动力特性的机理性结论,有助于理解微型扑翼飞行原理,为设计微型扑翼提供了参考依据.     

蜻蜓非对称扑动时的气动特性

蜻蜓等昆虫作为飞行领域的佼佼者具有优异的机动性能,然而基于仿生学研制的微型扑翼飞行器在机动性能方面却远不如昆虫。为研究昆虫机动飞行时的气动特性,采用有限体积法(FVM)对蜻蜓左右两侧翅膀非对称扑动时的三维气动力及力矩进行了数值计算,并对不同扑动幅值下蜻蜓的整体气动性能以及每一个翅膀的气动性能、压力分布及流场结构进行了系统分析。结果表明:仅需增加某侧两翅的扑动幅值即可实现向另一侧的机动飞行;相比后翅,扑动幅值对前翅的升推力、滚转及偏航力矩影响较大,而对侧向力的影响较小;扑动幅值对翅膀的瞬时阻力、侧向力、偏航及俯仰力矩在整个扑动周期内均产生了明显影响,而对瞬时升力和滚转力矩的影响则集中在下扑阶段;扑动幅值改变了翅膀前缘涡、尾涡的强度及上下表面的压力差,在下扑阶段,翅膀和蜻蜓对称面有个相对倾角,气动合力产生了较大的侧向力,而上扑阶段,翅膀几乎垂直对称面,产生的侧向力较小。以上结果对于仿生扑翼飞行器的控制及气动设计具有一定指导意义。     

多段柔性变体扑翼飞行器设计

多段柔性变体扑翼模仿海鸥翅膀的复杂运动.观察海鸥翅膀的运动周期,设计了包含慢频率扑动、展向折弯、弦向扭转和结构柔性变形的扑翼模型,并应用准定常方法计算气动力,为该扑翼飞行器设计提供依据.在CATIA和3DMAX中设计多段柔性变体扑翼机的三维模型和运动模拟,制作样机进行飞行试验,研究其平飞、爬升、偏航等飞行姿态,结果表明升力和推力与数值计算结果吻合.相较于原有扑翼飞行器,多段柔性变体扑翼飞行器可以慢频率扑动飞行,调整扑翼形状.      

基于蜻蜓翅几何及刚度相似性的仿生扑翼结构

目前对于扑翼和扑旋翼飞行器的研究主要致力于实现仿生拍动模式的机构设计和气动特性分析，对昆虫翅的研究主要在微观尺度的生物学构成以及材料和力学特性。采用主成分分析法可建立昆虫翅展向抗弯刚度与几何形态参数之间的关系。以仿蜻蜓翅的扑翼设计为例，根据蜻蜓翅脉的分布可设计具有几何相似性的扑翼模型，进而基于蜻蜓翅的展向抗弯刚度实验结果建立仿蜻蜓翅扑翼设计的刚度相似性准则，以刚度相似性为约束对扑翼进行结构优化，分别制作了仅具有蜻蜓翅刚度相似性的矩形扑翼（JX-翼）、仅具有蜻蜓翅几何相似性的扑翼（JH-翼）、基于蜻蜓翅几何相似性和刚度相似性的仿生扑翼（GD-翼），并采用扑旋翼模型分别对这3种扑翼在5～15 Hz的拍动频率范围内进行了升力测试实验。结果表明，基于几何相似性及刚度相似性设计的GD-翼在12.5 Hz拍动频率时产生的升力比仅基于刚度相似性的矩形JX-翼提高25%，在低于6.5 Hz时与仅基于几何相似性设计的JH-翼相近，但在高于8 Hz时比JH-翼的升力大2倍以上。基于蜻蜓翅的几何相似性和刚度相似性的扑翼结构设计方法为提高仿生扑翼和扑旋翼的气动升力和效率提供了新的路径。     

扑翼的变刚度设计及其对升力和推力的影响

为提高扑翼飞行器的升力和推力以提高其飞行性能,运用生物扑翼的仿生原理,研究扑翼飞行器的扑翼升力和扑翼推力随扑翼刚度变化的机理。借鉴"变刚度关节机构和平面转动冗余并联机构通过调节张力改变刚度"这一机构学原理,运用变刚度关节机构相互串联实现扑翼在扑动方向上变刚度,同时运用平面转动冗余并联机构实现扑翼在扭转方向上变刚度。建立扑翼的扑动关节刚度和扭转机构刚度随预张力变化的模型,并通过实验和仿真验证扑翼扑动关节刚度和扭转机构刚度随预张力的变化。研究扑翼的升力和推力与扑翼刚度之间的关系,验证了通过调节扑翼刚度匹配其扑动频率可以提高扑翼的升力和推力。     

主动变形扑翼飞行器的设计和风洞测力试验研究

主动变形扑翼可以模仿鸟翼飞行时的复杂运动。为了了解主动变形扑翼飞行器的气动特性,在研究鸟类骨骼结构和翅膀及尾翼运动规律的基础上,设计并制造了一种基于机器人技术的主动变形扑翼飞行器;给出了主动变形扑翼飞行器的机构运动规律函数,并设计出机构运动控制系统;在低速风洞中对此飞行器进行了一系列测力试验,研究了主动变形扑翼的升力、推力特性,以及风速、扑动频率、扑动幅度、伸展相位等参数对升力和推力的影响,并与常规扑翼进行了对比分析。试验结果表明,较之常规扑翼,主动变形扑翼可以显著增加升力和增强对不同飞行状态的适应能力。     

仿蜻蜓扑动机构改进及气动力/力矩测量

为进一步提高扑翼微型飞行器的机动性能,对前期提出的可移动铰链曲柄滑块扑动机构进行了改进和小型化。该机构运动学表明:移动铰链后两侧翅膀扑动幅值差值从之前的21.3°增大到51.2°,同时平均扑动幅值降到0°。研制了可快速模块化组装的碳纤维板仿蜻蜓扑翼样机。样机测量和试飞实验表明,通过调节扑动频率可以明显改变样机的升力和推力,有效实现飞行器的快速爬升机动飞行。在较大扑动频率移动铰链可以产生足够的偏航力矩和滚转力矩用于转弯等机动飞行。      

可差动扭转扑翼飞行器的设计和风洞试验研究

常规的仿鸟扑翼飞行器在飞行时机翼只是单纯地上下扑动。为提高扑翼飞行器横航向和航迹控制的品质,设计了一种机翼在扑动的同时可差动扭转的仿鸟扑翼飞行器;在低速风洞中对其进行了一系列测力试验,研究了可差动扭转扑翼飞行器的升力、推力特性,以及机翼差动扭转角、扑动频率、风速、机翼柔性对滚转力矩系数的影响;对设计的扑翼飞行器做了飞行试验,验证了设计的可行性,并与常规扑翼飞行器作了对比,试验结果表明：可差动扭转扑翼可以用于扑翼飞行器的横向控制,并且可以提高其抗风能力和航迹控制精度。     

扑翼飞行器平面形状对气动力的影响研究

为了了解扑翼飞行器在扑动过程中的气动力,采用非定常涡格法模拟扑动过程中的气动力计算,得到了刚性扑翼在扑动周期内气动力的变化及尾涡的形态。在此基础上,研究了扑翼的周期平均气动力随扑动频率、幅度、迎角及来流速度的变化关系,并进一步研究了不同的机翼平面形状对气动力的影响。计算结果表明,迎角和扑动频率的增大能够增加扑翼的升力,不同翼面形状的扑翼在升力特性及推力特性方面具有不同的优势。     

扑翼非定常气动特性的实验研究

扑翼的动态特性使其具有与固定翼完全不同的飞行模式,为了研究扑翼在扑动周期内的非定常气动特性,建立基于虚拟仪器的扑翼风洞实验测控系统,能够实现对气动力、扑动角度、功率等物理量的实时测量;以斯特劳哈尔数作为扑翼非定常程度的度量标准,并根据斯特劳哈尔数的定义完成扑翼在不同扑动幅度、扑动频率和来流速度条件下的风洞实验;分析扑翼在不同条件下的升力、推力及推进效率,进而得出斯特劳哈尔数对扑翼气动特性的影响规律。结果表明:扑翼的气动力随斯特劳哈尔数的增大而显著增大;当斯特劳哈尔数处于特定范围内时,扑翼具有较高的推进效率。     

流动参数对发动机冷却用引射器性能的影响

为了探索引射器在航空发动机空气系统中的应用可行性,采用标准k -ω模型并求解雷诺平均Navier-Stokes方程组的数值方法,分析了流动参数对发动机冷却用引射器引射系数、压力损失系数及引射性能综合参数的影响。结果表明:膨胀比由9增大至10.1,引射系数增大了66%;膨胀比由15.2增大至20.2,引射系数降低了19%;压力损失均不断增大。临界压缩比随着膨胀比的增大而增大;压缩比小于临界压缩比时,低膨胀比较高膨胀比的引射系数大约75%、压力损失小约1%,综合引射性能好;压缩比大于临界压缩比时,高膨胀比的压力损失系数降幅更小,综合引射性能恶化幅度更大。温比由1增大至3,低膨胀比下引射性能综合参数增大了16%,高膨胀比下引射性能综合参数先减小了1%再增大了8%。     

Prediction of aerodynamic characteristics of an aircraft model with and without winglet using fuzzy logic technique

This paper describes the potentials of an aircraft model without and with winglet attached with NACA wing No. 65-3-218. Based on the longitudinal aerodynamic characteristics analyzing for the aircraft model tested in low subsonic wind tunnel, the lift coefficient (CL) and drag coefficient (CD) were investigated respectively. Wind tunnel test results were obtained for CL and CD versus the angle of attack α for three Reynolds numbers Re (1.7×¹⁰⁵, 2.1×¹⁰⁵, and 2.5×¹⁰⁵) and three configurations (configuration 1: without winglet, configuration 2: winglet at 0° and configuration 3: winglet at 60°). Compared with conventional technique, fuzzy logic technique is more efficient for the representation, manipulation and utilization. Therefore, the primary purpose of this work was to investigate the relationship between lift coefficients and drag coefficients with free-stream velocities and angle of attacks, and to illustrate how fuzzy expert system (FES) might play an important role in prediction of aerodynamic characteristics of an aircraft model with the addition of winglet. In this paper, an FES model was developed to predict the lift and drag coefficients of the aircraft model with winglet at 60°. The mean relative error of measured and predicted values (from FES model) were 6.52% for lift coefficient and 4.74% for drag coefficient. For all parameters, the relative error of predicted values was found to be less than the acceptable limits (10%). The goodness of fit of prediction (from FES model) values were found as 0.94 for lift coefficient and 0.98 for drag coefficient which were close to 1.0 as expected.     

某涡轮导向叶片换热实验与计算

针对某涡轮导向叶片,实验测量了光滑叶片表面的压力系数和速比系数,并使用瞬态液晶测量技术获得了叶片全表面传热系数分布.分别使用shear stress transport（SST）,k-ω,k-ε和renormalization group（RNG）k-ε四种湍流模型模拟了相同结构尺寸的叶栅通道内的流动与换热,并与实验结果进行对比.结果表明:压力面压力系数沿弧长方向逐渐下降,吸力面上压力系数先快速下降达到最小值后缓慢上升（出现逆压梯度）.叶栅通道和叶片表面附近气流流动结构的复杂性导致叶片表面传热系数分布较为复杂.4种湍流模型对压力系数和速比系数的计算结果相互差别不大,计算数据也比较接近实验值.关于叶片表面传热系数,SST模型计算结果分布规律与实验接近,而其他3种湍流模型都没有能模拟出吸力面边界层分离对换热的影响.      

故障因子的独立性及故障方程的特性

本文给出了作为发动机故障诊断前提条件的故障方程的严格定义，论述了故障方程中故障因子的独立性问题及故障方程的求解条件。这些论述对于正确建立故障方程、防止在引入故障因子问题上出现数学方法上和物理概念上的错误以及正确制定发动机故障诊断的技术方案具有重要意义。文中还对现有文献在这些问题上的不妥当观点进行了分析。     

扑翼飞行器非定常气动特性研究

为了研究复杂的非定常运动状态下扑翼飞行器翅翼的气动特性,针对自行研制的一种仿鸟扑翼飞行器建立了翅翼二维非定常空气动力学模型.基于该模型,通过用MATLAB编制计算升力系数和推力系数的程序,计算并分析了各运动参数对升力和推力特性的影响.结果表明,相位差对推力系数的影响较大,而升力系数随迎角的变化较快.     

摩擦系数与螺栓拧紧力矩系数关系的探讨

本文通过对摩擦系数ｆ＝０．１～０．２范围内９个ｆ档级Ｍ１２－Ｍ４８范围中１２种尺寸的标准粗牙螺栓,共１２种情况下Ｋ值的具体计算及综合分析,给出了Ｋ值与摩擦系数间的简单关系。     

旋流对轴对称喷管性能影响的数值研究

为了研究旋流进气对喷管性能参数的影响,使用数值模拟的方法对轴对称喷管直流进气与旋流进气两种工作状态进行了对比研究,分析了不同空气流量、不同旋流强度下的喷管流量系数、真空推力系数以及比冲的变化规律.研究发现,使用喷管入口轴向质量平均总压计算所得喷管性能参数不随旋流强度的变化而变化,且与直流状态近似相等;旋流的切向动压随旋流数的增大而增大,但对喷管推力没有贡献,应将其归入总压损失.      

滑流对涡桨飞机进气道气动性能影响的研究

螺旋桨滑流产生的加速效应、旋转效应、粘性效应等对于处于后方的进气道性能有显著的影响。基于计算流体力学方法(CFD),通过求解非定常 RANS方程,采用滑移动态网格技术来模拟螺旋桨的旋转,建立考虑螺旋桨滑流的飞机进气道气动特性数值仿真方法;以某多轴式涡桨动力系统为研究对象,对螺旋桨滑流对进气道内流的影响进行分析。结果表明：在地面与起飞两个大拉力状态下,有滑流进气道出口总压恢复系数较无滑流的有所提高;而巡航状态下有滑流进气道出口总压恢复系数却降低,除地面小速度状态外,在起飞以及巡 航飞行状态下,滑流会增加进气道出口总压畸变指数。     

无人汽车飞机的升力与阻力特性分析

针对某鸭式布局的电动无人汽车飞机,理论计算了它的升力与阻力系数,讨论了它的升阻特性;同时,将计算结果与涡格法气动软件AVL的模拟结果进行了对比,以确保所设计汽车飞机气动性能的合理性。研究表明,本文的汽车飞机设计方案是成功的,飞机具有良好的升阻特性。     

导流叶片宽度对预旋系统性能影响的数值研究法

为研究导流叶片结构尺寸对盘腔预旋性能的影响,采用RNG k-ε模型对导流叶片无量纲宽度为0、0.1、0.2、0.4、0.6、0.8和1.0的预旋系统在不同旋转雷诺数工况下进行了数值研究.结果表明:导流叶片能够提高喷嘴压比和温降系数,旋转雷诺数越大,提高的幅度越大;旋转雷诺数较大时,喷嘴压比和温降系数随导流叶片无量纲宽度增大而增大,无量纲宽度超过0.6后,趋于平稳.当导流叶片无量纲宽度在0~0.2范围内,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大而增大;当导流叶片无量纲宽度大于0.2时,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大基本不发生变化.