地面效应下前/后掠翼气动特性研究

针对飞行器在地效区飞行时复杂的流场特性,通过求解定常可压N-S方程,改变机翼后掠角和地效区飞行高度,研究不同前/后掠角机翼在地效区内的气动特性。结果表明:在地效区内,随着后掠角的增大,机翼的升力系数和阻力系数呈现先增后减的变化规律,后掠角在0°附近时升力系数达到最大值,阻力系数在10°附近达到最大值;俯仰力矩系数随着后掠角增加而减小;展向流动在后掠角为0°时最小,展向流动随着后掠角增大或减小剧烈变化;机翼下洗角随着后掠角增大而减小,随着离地高度的减小而减小。研究结果可为地效飞行器的概念方案设计和优化提供理论依据。     

定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟

随着对生产成本、性能和可靠性、环境要求的不断提高,未来运输类飞机的发展趋势是具有更大的载重、更短的起降距离、更低的污染排放和噪声,因此迫切需要采用更高效和简单的增升和控制技术,而采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式已经被证明是最值得研究推广的应用技术之一。而在分析飞机起降性能时,必须要考虑到地面效应的影响,因此有必要对采用吹气进行增升的翼型地面效应进行研究。通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响,研究表明,近地面在襟翼前缘施加吹气控制后,与远地面施加定常吹气控制相比,翼型升力线斜率和升力明显降低;小迎角下,动量系数为0.005时,升力随着距地高度的减小先减小后增加,动量系数增加到0.01后,升力随着距地高度的减小而减小;无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象,能直接影响飞机的起降性能,是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。     

偏角对螺旋桨气动性能影响的数值分析

基于滑移网格模型,通过求解三维非定常N-S方程,数值模拟了螺旋桨侧飞状态时的运动过程,仿真研究了侧偏角对螺旋桨气动性能的影响。主要结论有:由于螺旋桨轴向速度随着偏角的增大逐渐减小,所以螺旋桨轴向拉力随着偏角的增大逐渐增大,螺旋桨的侧向阻力随着偏角的增大逐渐减小。桨叶上的分离区域随着偏角的增大逐渐增大,当偏角为0°、30°、60°时,桨叶上分离涡的尺度随着桨径的增大逐渐增大,当偏角为90°时,分离涡的尺度随着桨径的增大逐渐减小。     

尾缘合成射流影响翼型非定常气动特性的数值研究

为了实现飞行器新型动态特性控制,提出了一种基于尾缘的低频大功率合成射流致动器的设计方案。通过数值方法对该尾缘合成射流工作下的NACA0012翼型的非定常流场进行了模拟。研究了不同开口形式,喷流动量系数和减缩频率对翼型的升力、阻力和力矩特性的影响。研究表明尾缘处低频大功率合成射流激励能有效改变翼型的升力和力矩特性,动量系数的增加会增大升力和力矩系数的最大值,而减缩频率的增加会使升力和力矩系数的最大值减小,且翼型气动特性系数的滞后角也会随减缩频率的增加而增大。     

带升力风扇飞翼布局开口机翼气动特性研究

为获得带升力风扇飞翼布局飞机因开口对机翼气动特性的影响规律,对平飞状态下开口机翼的气动特性进行三维气动仿真,分析升力系数、阻力系数和力矩系数随来流速度和迎角变化的特性.结果表明:随着来流速度增大,阻力和力矩呈上升趋势;来流速度一定时,随着迎角加大,升力系数增大,阻力系数先减小后增大;随着迎角增大,力矩系数先减小后增大再减小,且一直产生低头力矩.     

高转速下台阶篦齿流动特性的实验与计算

对航空发动机压气机级间台阶篦齿封严进行了实验与计算研究。在不同压比(1.05~1.3)下,研究了转速(1.5~7.2kr/min)对篦齿的工作间隙变化、泄漏特性、温升特性和旋流特性的影响,并选取典型实验工况进行了数值模拟。研究表明实验结果与数值计算结果符合良好。随转速的增大,工作间隙减小,泄漏流量降低,两者最大降幅在40%左右;较小压比时流量系数微弱降低,较大压比时流量系数微弱增大。系统风阻温升随转速的增大而增大,且转速越大温升越快,最大温升为36K。另外,出口旋转盘腔同一径向位置的旋转比随转速的增大而增大,最大可达0.398;同一转速下,随出口旋转盘腔径向位置的增大,旋转比降低。     

小型垂直轴风力机叶片结冰风洞试验与数值计算

利用风洞试验和数值模拟相结合的手段,研究了小型垂直轴风力机叶片在旋转状态下的结冰特性以及结冰后翼型与风力机的气动特性变化,以期为建立较复杂的大型水平轴风力机叶片旋转试验系统和研究其结冰机理、防除冰技术提供参考。试验在东北农业大学自行设计的利用自然低温的结冰风洞中进行,获得了采用NACA0018翼型的小型2叶片垂直轴风力机风轮在5种尖速比下的结冰分布：风力机叶片结冰遍布叶片整个表面,随着尖速比的增大,结冰形状出现不对称性。同时,数值模拟结果表明：叶片结冰后,随着尖速比的增加和结冰量的增多,升力系数降低阻力系数增大的趋势明显,风力机的功率系数也随之下降。分析发现,叶片结冰导致不同旋转角下叶片翼型周围的压力场和速度场发生了不同程度的变化,从而气动特性发生变化,影响了风力机性能。     

发动机旋转表面水滴撞击特性数值研究

介绍了发动机旋转机械内部过冷水滴轨迹的三维数值计算方法,阐述了旋转坐标系下气流及粒子的运动规律。采用ANSYS-CFX软件及其粒子输运模型,对某发动机风扇转子叶片外围空气及水滴流场进行了数值模拟。利用水滴的速度矢量、撞击区域等参数表征水滴的撞击特性,获得了转速、水滴直径等对风扇叶片表面水滴撞击特性的影响:水滴撞击区域集中在风扇叶片迎风面叶盆侧,且水滴撞击区域随着转速的增加而减小;水滴在叶片表面的撞击范围随着水滴直径的增大而减小。     

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。     

服役工作条件对涡轮转子叶片蠕变寿命的影响

基于Larson-Miller蠕变寿命理论,定量地分析了高压涡轮相对转速、飞行高度H、径向温度分布系数(RTDF)偏离设计状态时对涡轮转子叶片蠕变寿命的影响.结果表明:以叶根位置来看,高压涡轮相对转速从参考状态减小2%,导致叶片温度减小6%,叶片应力减小6%,使蠕变寿命因子从1增大到186.H增大导致叶片温度增大、叶片应力减小.从叶根位置来看,在温度和应力的综合作用下,H偏离参考状态时,蠕变寿命因子减小;而远离叶根位置,温度对蠕变寿命因子的影响越来越大,蠕变寿命因子随着H的减小而增大.RTDF减小导致叶片温度减小,使蠕变寿命因子随之增大.      

共轴双桨涵道无人飞行器非定常气动特性

基于滑移网格技术和SST(shear stress transport) k -ω湍流模型,建立了模拟共轴双桨涵道无人飞行器(UAV)流场的CFD(计算流体动力学)数值方法,并通过计算风洞实验算例验证其有效性。数值模拟了共轴双桨涵道UAV在飞行过程中的动态流场,分析了涵道、飞行速度、螺旋桨转速、攻角等因素对其非定常气动特性的影响规律。计算结果表明:所建立的CFD数值计算方法适于模拟共轴双桨涵道UAV动态流场;涵道的存在显著削弱涵道螺旋桨的桨尖涡、后缘脱体涡和尾流收缩,具有较弱的桨-涡干扰和涡-涡干扰现象,明显减小共轴双桨涵道UAV的需用功率;随前飞速度增大,共轴双桨涵道UAV的升力和阻力同时增大;随螺旋桨转速增大,共轴双桨涵道UAV升力增大,而阻力减小;随攻角增大,共轴双桨涵道UAV的阻力增大,而升力先增大后减小。      

高超声速锥导乘波体非设计点性能研究

对设计马赫数6的锥导乘波体在马赫数4～7、迎角-6°～+6°的三维流场进行了数值模拟.研究表明:粘性对阻力系数的影响较大;非设计马赫数时,锥导乘波体的升阻比没有明显减小;升力系数与迎角呈线性关系,随着迎角增大而增大;升阻比在+2°迎角下达到最大.     

基于数值模拟的燃气舵轴向位置优化分析

为了优化燃气舵的安装位置,应用fluent软件对燃气舵三维湍流流场结构进行了分析,在此基础上就燃气舵安装位置对燃气舵流场的影响进行了数值模拟.通过数值模拟得到燃气舵在不同轴向位置、耳片长度和舵偏角下绕流流场的复杂波系结构,绘制了燃气舵在不同舵偏角下升力的变化曲线,给出了燃气舵可以提供的升力参量随舵偏角度变化的规律.通过分析,确定了燃气舵的轴向安装位置,数值模拟和实验结果相符.     

不同攻角条件下偏转头弹箭流场与气动特性

基于DES（detached eddy simulation,分离涡模拟）方法及AUSM（advection upstream splitting method,对流迎风分裂方法）格式,对不同偏角的偏转头弹箭在非零攻角下的超声速流场和气动特性进行了数值模拟.结果表明:在非零攻角情况下,与常规弹箭流场相比,偏转头弹箭头部迎风面激波更强;而当有效入射角相等时,即使弹箭的攻角不一样,其头部流场结构仍相同,且尾翼流场基本不受头部偏角影响.另外,由气动力系数变化曲线可知,偏转头弹箭具有良好的纵向静稳定性,且升力系数随攻角的增长率大于阻力系数,即升阻比大于常规弹箭,因此适当增大攻角可以提高偏转头弹箭的气动特性.      

水中弹药引信外置涡轮高速旋转两相流动数值仿真

为预测空化条件下的涡轮转速,获得涡轮叶片附近空化情况、压力系数、阻力系数等数据,采用SchnerrSauer空化模型,进行了水中弹药引信涡轮高速旋转两相流动的三维流场数值仿真研究。计算得到不同水深(10m、30m及50m)和弹速(5~100m/s)条件下的流场数据。结果表明:引信涡轮表面在弹速30m/s左右时空化初生,且空化尺度随着弹速的增加而增大;弹速100m/s时,头部粘性阻力占总阻力的18.7%;涡轮转速与水深、静压、弹速相关,高速时涡轮转速随水深减小明显,与弹速基本成正比线性关系,非线性度约为0.998。     

叶型预旋喷嘴流动及温降特性实验与计算研究

为了研究转速、压比、雷诺数对叶型喷嘴流量系数及盖板式预旋系统温降的影响,介绍了在压比1.1～1.5,转速0～10kr/min条件下稳定运行的预旋系统旋转实验台。通过实验测量预旋系统内的温度和压力分布,对比分析了两种叶型预旋喷嘴(叶片式喷嘴和叶孔式预旋喷嘴)的性能差异,并采用数值计算揭示喷嘴流动损失及预旋系统温降机理。结果表明,叶孔式预旋喷嘴与叶片式预旋喷嘴流量系数均随压比的增大而增大;随雷诺数的增大先逐渐增大,当Re2×105,流量系数基本不变。系统温降效率随着压比的增大逐渐增大;压比1.5时,温降随转速增大先增大后减小,存在一个极值。叶孔式预旋喷嘴流量系数与叶片式喷嘴流量系数相差不大,约为0.95;但叶孔式喷嘴可以减小端壁二次流损失和尾迹损失,降低喷嘴出口落后角,提高喷嘴出口旋转比和系统温降效率。压比1.5,转速8.1kr/min时,叶孔式预旋喷嘴系统温降效率比叶片式喷嘴的提高了40%。     

旋翼滑流对倾转旋翼机飞机模式下气动特性的影响

建立了考虑旋翼桨叶形状、桨叶片数、桨距和转速等因素的等效桨盘模型,该模型中桨叶对气流的作用被等效为时间平均的源项添加到控制方程中,并通过两个算例验证了模型的有效性。对V-22倾转旋翼机飞机模式高速巡航状态下的全机三维流场进行了数值模拟,分析了旋翼流场特征,定量给出了滑流对气动力系数的影响量。计算结果表明:旋翼滑流明显改变了机翼表面的压力分布,使全机升力系数增大,最大升力系数增量为4.6%;0°迎角下滑流使阻力系数减小了29%,而4°迎角后,滑流使得阻力系数增大,在14°时增量达到了32%;俯仰力矩系数的变化量为4.6%。进一步研究发现,滑流对平尾下表面压力系数分布产生较大影响,而对垂尾影响则较小。      

拐角扩张比与导流片安装角对BHAW风洞流场品质影响的数值研究

以北京航空航天大学4 m×3 m低湍流强度、低背景噪声的大型封闭回路气动声学风洞（BHAW）设计需求为工程应用背景，采用k-ωSST湍流模型进行了数值模拟，分析了在多个扩张比下的拐角导流片安装角对流场的影响。研究结果验证了在不同拐角扩张比下的总压损失系数均随导流片安装角增大而先减小后增大，且存在极小值点，极值点对应的导流片安装角与拐角扩张比呈现正相关。在不同的扩张比下，局部损失系数均随导流片安装角增大呈现先减小后增大的变化规律；相同导流片安装角下，拐角中部导流片的摩擦损失系数最大，导流片安装角的变化对中部导流片（即6～8号导流片）的流速影响较小；随着拐角扩张比增大，拐角出口管道内气流不均匀性增大，最佳导流效果的导流片对应的安装角增大。在综合考虑降低总压损失系数和减小管道出口气流偏角两个设计原则后，BHAW风洞为扩张比为1.17的第一拐角选择44°的设计安装角，为扩张比为1的第二、三、四拐角选择44°、43°、42.5°的设计安装角。通过数值计算验证了风洞试验段的核心区动压系数小于0.2%、速度水平偏角小于0.1°，满足BHAW气动设计要求。     

桨叶实度及轴间距对摆线桨气动特性影响研究

悬停状态下,设计参数和摆线桨间距离对摆线桨的气动特性有较大影响。首先通过算例验证滑移网格计算方法应用于摆线桨悬停状态下气动力计算的准确性,然后研究摆线桨在不同半径、弦长和桨叶数时的气动参数特性,最后计算分析不同距离时,摆线桨间的气动干扰特性。结果表明:随着半径增大,桨叶气动力和单位面积上载荷均增大;弦长越大,气动力越大,桨叶单位面积上载荷反而越小;4叶片摆线桨产生的气动力比3叶片和6叶片大,而3叶片的桨叶载荷最大;合力偏转角分别随转速和实度的增大而减小;随着摆线桨间距离的增加,气动力损失系数和合力偏转角均减小。     

旋流雾化喷嘴雾化特性的数值模拟

为了掌握旋流雾化喷嘴的雾化特性,基于CFD软件建立了该喷嘴的几何模型进行数值模拟,在验证了网格无关性和数值模拟结果可靠性之后,通过VOF和Realizable k-ε模型对不同压差工作条件下和不同结构的喷嘴分别进行数值模拟。结果表明:旋流雾化喷嘴的雾化流量、雾化锥角和流量系数会随着进、出口压差的增大而增大;喷嘴的旋流强度会随着喷嘴进、出口压差的增大而减小;当喷嘴的出口直径和出口长度增大时,喷嘴的各项雾化参数与理论值更接近,相应的雾化效果变好。