高超声速飞行器表面横缝旋涡结构及气动热环境数值模拟

针对高超声速飞行器表面横缝内部流动,通过求解可压缩Navier-Stokes方程,自主研发了一套能够较好模拟缝隙流动特性的CFD软件,利用该软件对横缝进行了数值模拟。研究表明,对于缝隙内黏性起主导作用的低速流动,通常需要密度足够充分的网格才能获得较好的计算结果。收敛后的壁面热流与文献实验热流吻合较好;缝隙内部旋涡个数近似与缝隙深宽比成比例,与文献中的有关结论完全一致。缝隙壁面热流分布受旋涡结构影响,会出现波浪式变化。因此,合理捕捉旋涡结构对于缝隙壁面热流的数值模拟有着重要意义,本文CFD软件对高超声速飞行器表面横缝的计算结果具有较高可信度。     

稀薄流区高超声速飞行器表面缝隙流动结构及气动热环境的分子模拟

针对高空稀薄流区的高超声速飞行器表面缝隙或缺陷结构导致的局部气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC) 方法研究了70、75、80km和90km等4个飞行高度下稀薄流区高超声速缝隙流动问题,考虑稀薄气体效应和三维效应对缝隙内部流场结构和热流的影响。结果表明:上述飞行高度下,外部流动的分离和再附在缝隙内部形成一个充满腔体的单涡结构；稀薄气体效应对缝隙内部流动结构和壁面热流影响明显,随着高度的增加,主涡涡心上移,其形状逐渐变得“扁长”,右上角逐渐变尖,热流越来越集中分布于缝隙下游侧面的顶部区域；三维缝隙效应阻碍来流气体分子进入缝隙,导致主涡涡心上移,二维缝隙假设会高估缝隙表面的热流。      

NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究

通过水槽氧气泡流动显示和PIV测速实验研究了NACA0012翼型在雷诺数为8200时的流动特性,重点炎注了翼型绕流结构随迎角的变化。研究发脱：分离点和分离翦切层形成旋涡的位置随迎角的增大而向上游移动,同时翼型上表面流动分离后形成的回流区尺寸随着翼利迎角的增加而增大。当流动再附于翼型上表面时,在再附点附近能够观测到展向涡的三维演化过程,并能观测到展向涡的局部配对现象。     

开缝圆柱近场尾流的大涡模拟和实验测量

基于Fluent软件平台采用大涡模拟(LES)的方法对开缝圆柱绕流进行了三维数值仿真,计算了五组不同雷诺数(Re=1500、3000、4400、5837、7200)情况下缝宽比s/d=0.15的开缝圆柱绕流流场。通过定性的流动显示和定量的PIV实验,对s/d=0.15情况下开缝圆柱内部缝隙流动以及旋涡脱落情况进行了细致研究,并测量了基准圆柱与开缝圆柱的脱落涡频率。数值模拟与实验测量结果符合得很好。实验和计算的结果表明,在一定雷诺数范围内,开缝圆柱缝隙内部流体呈现周期性的震荡,边界层底层经历"吸入"和"吹出"现象,根本上改变了近区尾流的结构。开缝圆柱尾迹呈现出明显的三维流向涡形态。缝隙内流体的上下震荡对圆柱绕流的周期性产生了显著影响,开缝圆柱的旋涡脱落频率和斯特劳哈尔数均高于相同雷诺数下的基准圆柱。     

多段翼型缝翼流动非定常性的试验研究

 为了探索缝翼噪声的流体动力学机理,在西北工业大学NF-3低速风洞中用动态压力传感器研究多段翼型在不同条件下绕前缘缝翼流动的非定常性。分析了雷诺数、来流迎角、缝翼和襟翼参数(偏角、缝道宽度和搭接量)对缝翼流动的非定常性影响规律。研究结果表明:缝翼流动非定常性与流动雷诺数、缝翼参数、襟翼参数和来流迎角密切相关,初步揭示了缝道涡的变化趋势和对翼型表面流动的影响以及缝翼噪声产生的原因。该试验研究结果对研究多段翼型噪声产生及抑制方法具有一定的指导意义。     

多段翼型缝翼前缘结冰大迎角分离流动数值模拟

应用基于SST(Shear-Stress-Transport)湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,对大迎角状态下多段翼型缝翼前缘典型角状冰引起的复杂分离流动进行了数值模拟研究。采用后台阶流动标准算例和干净无冰多段翼型分离流动算例对数值方法的可靠性和适用性进行了验证。缝翼结冰状态下的数值模拟结果表明:来流迎角较大时,前缘角状冰将会导致结构相对稳定的流动分离泡产生,分离泡的非定常尾迹会对主翼前缘附近流场产生较为强烈的干扰,抑制了缝道流动的加速效应,使得缝翼增升效率降低。在失速点附近,由于分离泡回流强度随来流迎角而增长,同时脱落旋涡的输运方向逐渐向远离壁面方向偏移,使得尾迹影响区域范围和强度均有所增加。     

三角翼大迎角绕流特性数值模拟的网格处理技术研究

研究网格对三角翼大迎角绕流特性数值模拟的影响.结果表明,网格的生成需要结合流动现象,对网格拓扑结构和网格点分布进行选择与搭配.C-H型网格适宜模拟尖前缘分离涡流态,法向网格在一定范围内应等距增长,沿流向逆压梯度较大的区域内适当增加网格点,尾迹区网格则应做上翘处理.Euler方程具有模拟三角翼旋涡及预测涡破裂特性的能力,但对二次涡等粘性引起的流动细节把握能力不足.利用层流假设的N-S方程,通过合适的网格,也可得到满意的计算结果,但对涡破裂后的强烈非定常湍流流动模拟能力不足.采用旋涡螺旋度可准确反映主涡与二次涡流动,描述旋涡的破裂现象.用轴向速度迅速减小并小于来流速度的点作为涡破裂判据似应更合理.     

低雷诺数下50°后掠三角翼的旋涡流动

采用数值模拟和流动显示的方法研究了50°后掠角三角翼在低雷诺数下的旋涡流动,结果表明:低雷诺数下,非细长三角翼在5°攻角时就形成了稳定的前缘涡,较小攻角时前缘主涡就开始破裂,并观察到泡型和螺旋型两种旋涡破裂方式。另外,在一定的攻角范围内,前缘主涡的外侧又生成一对新的集中涡,构成双涡结构;随着攻角的增大,前缘涡涡核不断升高,主再附线向中心移动,二次分离区扩大。     

Pω增强型k-ω湍流模型在三角翼旋涡流动的应用

在三角翼旋涡绕流数值模拟中,标准 Wilcox k-ω湍流模型生成项未考虑旋度的影响而导致预测的旋涡强度较弱。通过引入探测因子区分剪切层和涡核,在旋涡流动的高旋度区域增加ω方程生成项的方法,基于结构化网格上的 RANS 求解器,加入了 Pω增强型 k-ω湍流模型,对绕尖前缘三角翼亚声速和跨声速旋涡流场进行了数值模拟。计算结果与 NASA 的 NTF 风洞和 DLR 的 DNW-TWG 风洞试验数据进行了对比分析,结果表明：不论在亚声速还是跨声速自由来流条件下,Pω增强型 k-ω湍流模型计算的压力分布、涡破裂位置均与试验数据吻合良好,准确地预测出了三角翼上翼面的主涡、二次涡结构,特别是跨声速条件下激波干扰导致的涡破裂的临界迎角及涡破裂位置,表明 Pω增强型 k-ω湍流模型在绕三角翼旋涡流动数值模拟中具有良好的适用性。     

羊角涡结构及其特性

旋成体绕流中除了主涡系之外,在分离区发现一类由物面分离螺旋点发展而成的羊角涡结构.这类羊角涡出现频率很高,迎角范围约为25°～75°;它与旋成体背风区主涡系演化密切相关,伴随着非对称中高位涡脱体和低位涡展向跨越对称面而产生,是三维流动的结果.羊角涡结构虽小,涡强虽弱,但它通过主涡来体现它的气动力作用:在较小迎角下,从物面以tornado形状升起时通过涡量传输来改变同侧主涡涡量;在更大迎角时,通过干扰主涡促使主涡破裂.本文给出了物面螺旋点以至羊角涡的典型照片,分析了它的形成过程和形态特征.     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

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。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

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。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

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。