悬停状态下倾转旋翼机向下载荷被动减缓措施研究

基于SA一方程紊流模型的DES方法,发展了一种翼型在-90°来流迎角下非定常大分离流动的数值模拟方法,系统地研究了后缘襟翼、克鲁格襟翼、前缘下垂以及扰流板四种被动控制技术在悬停状态下倾转旋翼机向下载荷减缓中的应用,并分析了各影响参数对阻力系数的影响。计算结果表明:当后缘襟翼偏角60°时,垂直阻力最小;克鲁格襟翼偏角85°时,阻力系数最小;前缘下垂偏角45°时,阻力系数最小;当扰流板高度h/c=0.05时,阻力系数最小。最优组合构型为后缘襟翼偏角60°,克鲁格襟翼偏角85°,其向下载荷相对于原始翼型减小了55.4%。     

双S弯喷管流动特性及红外辐射特性分析

基于分区控制技术,发展了型面易控的双S弯喷管型面设计方法,用CFD数值模拟技术,对双S弯喷管的流动特性进行了数值模拟.采用信息通道界面(MPI)并行算法编写了基于离散传递法的红外辐射特性计算程序,对双S弯喷管红外辐射特性进行了计算,并与具有相同进出口面积的轴对称收缩喷管的红外辐射特性进行了对比.研究表明:双S弯喷管宽边探测面红外辐射强度低于窄边探测面红外辐射强度,最大幅度为80%;与轴对称收缩喷管相比,双S弯喷管红外辐射强度明显降低,尤其在宽边探测面的30°~40°探测方向上,比轴对称收缩喷管的红外辐射强度低大约30%.      

电阻应变计敏感栅结构参数对其测量精度的影响

为了提高电阻应变计测量精度，建立了“简支梁-过渡层-基底-栅丝”结构的3维有限元模型，利用数值模拟方法研究了 敏感栅结构参数对测量精度的影响；提出横向效应长度比参数，统一了栅丝长度、间距、弯数3种结构参数，建立了测量误差与横 向效应长度比的函数关系，基于此函数关系推导出结构参数优化公式，并利用优化公式完成了敏感栅结构参数组合设计。结果表 明：栅丝直径越小，测量误差越小；栅丝长度、间距、弯数、长宽比存在最优值；测量误差与横向效应长度比成分段线性函数关系，且 当横向效应长度比为6.15%时测量误差最小；利用函数关系式可以快速估算出给定敏感栅结构参数的应变计测量误差，估算结果 与有限元计算结果的相对误差不超过4%；利用优化公式设计出的参数组合的测量误差不超过0.06%，且较单独优化的最优值参 数组合的减小0.1%左右。     

S弯D形矢量喷管参数化设计及气动特性研究

为了满足战机对垂直/短距起降能力的要求,基于曲率控制方法对具有D形出口的S弯喷管进行参数化设计,进而可实现喷管尾段的大角度偏转。随后对不同偏转角、落压比以及设计参数的S弯D形矢量喷管气动特性进行数值模拟,对比并分析了喷管的气动特性。计算结果显示：无偏转条件下,随着落压比π从1.5增大至3.5,喷管流量系数先增大后平稳,在π=2.5时达到最大值,推力系数先增大后减小,且推力方向为飞行器产生一定的抬头力矩;落压比恒定时,随着偏转角度从0°增大至90°,喷管流量系数、推力系数下降,矢量超前角由负值不断增大至+6°左右;设计参数中预留偏转角对喷管气动性能影响较大,而S弯中心线控制系数对气动性能影响较小。本文提出的S弯D形喷管具有较好的气动性能,小偏转角度下矢量角变化趋势较为一致,亦可通过出口段偏转实现发动机推力的大角度矢量偏转。     

中心支板顶角对RBCC进气道影响数值研究

为研究中心支板顶角对火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)进气道的影响,优化RBCC进气道设计方法,利用数值模拟对RBCC进气道开展了研究。分析了中心支板顶角变化对进气道内压缩段最小长度的影响,通过数值模拟对中心支板顶角变化对典型工况下进气道的流场特征和性能影响开展了定量及定性的研究。研究结果表明,增加支板顶角可以减小进气道长度(相比于Strut_1,Strut_2至Strut_5的隔离段长度分别减少47%,62%,70%,75%)和粘性阻力系数(相比于Strut_1,在Ma∞=1.5时Strut_2至Strut_5内压缩段粘性阻力系数分别减少33%,45%,55%,59%;在Ma∞=5.5时Strut_2至Strut_5内压缩段粘性阻力系数分别减少37%,50%,57%和61%),但并不影响进气道流量系数和流动均匀度。同时根据研究结果对进气道进行优化设计,能有效提高进气道的起动能力及其他性能参数,进气道的内、外压缩段阻力系数分别降低13.5%和5.7%,总压恢复系数和循环静温比分别提高2.6%和0.5%。     

短S弯进气道流场数值模拟研究

对短S弯进气道进行了三维粘性流场的数值模拟。采用非结构网格、标准k-ε湍流模型求解三维N-S方程,计算了在马赫数为0.7的来流工况下,平飞、3°攻角、3°侧滑角时S弯进气道内部的流动特性;从纵向中心截面马赫数、出口总压恢复及二次流等方面,定性地分析和比较了3种工况下流场的差异。结果表明,短S弯进气道对侧滑角非常敏感;在其出口,在平飞及3°攻角时形成对涡,而在3°侧滑角时则形成了整体涡;其流场品质,在3°攻角时相对较好,平飞次之,3°侧滑角时最差。     

减涡管出口角度对去旋系统特性影响数值模拟

针对带管式减涡器的径向内流共转盘腔结构,为了研究导流管出口角度对盘腔内流场结构、压力损失的影响规律,数值模拟了不同转速和出口角度下的盘腔内部流场,获得了不同工况下的总压损失分布柱状图。结果表明:在相同转速下,直管式与60°弯管式减涡器降低压力损失的效果相近,90°弯管式降低压力损失的效果最好,30°弯管式降低压力损失的效果最差;在所有转速下,压力损失随出口角度的变化分布存在1个最高点;增加转速,压力损失总体减小。     

并列双发三维非对称多S弯喷管参数化设计方法

形成了一套基于CFD计算评价的并列双发三维非对称多S弯喷管参数化设计方法,并初步证明了该方法的正确性和可行性.多S弯中心线在Z向偏心度为0时:第一S弯Y向偏心度、长度都最小,第二S弯Y向偏心度、长度都最大,第三S弯Y向偏心度、长度分别介于前两个S弯对应参数之间,各S弯都采用进口缓慢转弯,出口快速转弯的规律,以利于抑制背风侧分离和涡.剖面在各S弯上都采用进口快速收缩缓慢转弯,出口缓慢收缩快速转弯的规律,且宽高比与侧边倾角在进出口变化速率相同,且侧边倾角只分布在第一S弯上,以利于稳定流场和增加隐身性能.合流器采用楔底宽高比约束,其值应不超过0.26.      

双涵道S形弯管气动性能的数值研究

环型双涵道S形弯管是涡轮风扇发动机中连接风扇和高压压气机的重要部件。采用有限容积法对双涵道S形弯管在不同进气条件下的流场进行了数值研究。计算过程中使用两种不同的湍流模型：标准k-ε模型和雷诺应力模型。通过对比可以发现两种湍流模型的计算结果有着明显的差别,尤其是在存在较强剪切应力的区域。此外,还对不同的进气条件（环形管流和均匀来流）对S弯管流场的影响进行了分析。可以看出,不同进气条件中附面层速度剖面的不同能够影响S弯管中轴向速度的分布与发展。     

几何参数对S弯喷管红外辐射特性的影响

为了深入理解和掌握S弯喷管的红外辐射特性,采用数值模拟的方法着重研究了轴向长度比和中心线变化规律这两个几何参数对S弯喷管红外辐射特性的影响。结果表明,S弯喷管在水平探测面上的燃气红外辐射强度比垂直探测面上的低61.1%。同时,在垂直探测面上,下方的壁面红外辐射强度高于上方的。轴向长度比和中心线不同的S弯喷管,总红外辐射强度的变化在2.2%~6.3%。虽然S弯喷管轴向长度比和中心线变化规律对喷管性能有显著的影响,但其对红外辐射特性的影响较小。因此,仅从红外辐射的角度,在S弯喷管的设计过程中轴向长度比和中心线变化规律可不作为主要考虑因素。     

肋角度和出流孔位置对流动特性的影响

针对带肋和双排出流孔通道,研究了肋角度和出流孔位置对流量系数分布和总压系数分布的影响.研究的肋角度为60°,90°和120°.出流孔分别位于相邻两肋之间距前肋1/4肋距、两肋中间、距后肋1/4肋距.研究表明:不同的肋角度和出流孔位置不改变流量系数和总压系数沿流向的分布规律;流量系数随肋角度增大而增大;60°和120°肋通道中总压系数绝对值接近且小于90°肋通道中的绝对值;两肋之间,出流孔位置靠近下游,将使流量系数增大,总压系数绝对值增大.      

飞机扭转敏捷性与飞行品质关系研究

借鉴模拟或试飞获得飞机绕飞行速度滚转且截获 90°倾斜角所需时间 TRC90 的技术,设计数字仿真用的飞机扭转敏捷性机动动作及其相应的舵面操纵规律。具体计算某机不同 H,Ma和 ny 下的 TRC90 和 TA尺度,以及定常水平盘旋飞行时的模态特性。讨论和分析飞机扭转敏捷性指标与飞行品质之间的关系     

旋转轴角度对受限层板换热能力的影响

应用数值模拟的方法对旋转状态下受限层板在不同旋转角度下换热能力进行数值仿真研究。通过改变旋转轴和层板之间的角度,得出了旋转轴角度对层板换热能力的影响规律。研究结果表明:旋转轴与层板所成角度不同时,对流换热系数呈现一定的相似性;旋转轴与层板所成角为90°和270°时对流换热系数最高,浮升力最小,旋转轴与层板所成角度为0°和180°时,对流换热系数最低,浮升力最大;最高对流换热系数和最低对流换热系数相差55%左右;平行于层板的哥氏力比垂直于层板的哥氏力对流体的影响强烈。     

混合式动压气体轴承结构优化与可靠性分析

通过将径向、止推螺旋槽动压气体轴承相结合,建立了混合式动压气体轴承的润滑分析模型。阐述了其结构特点与润滑机理,建立轴承无量纲稳态Reynolds控制方程。提出混合式动压气膜压力耦合计算方法,推导气膜压力差分表达式,定义边界条件,构建气膜压力分布的数值计算方法。以最大径向承载力为目标优化结构参数。基于最优结构参数建立轴承气膜有限元模型,运用CFD分析轴承转子系统受不同冲击载荷时径向稳定性变化规律,研究混合式动压气体轴承动态特性与可靠性。搭建混合式动压气体轴承试验台,验证数值计算方法和有限元仿真分析的正确性。结果表明:提出的压力耦合计算方法可以准确地计算分析稳态气膜压力分布、承载力和承载性能,有限元仿真能更好地模拟动态流场变化,计算分析动态承载力、动态特性系数和稳定性。高转速下混合式气体轴承承载力、稳定性较好,对单向阶跃力、单向矩形力的抗冲击能力强,可靠性强。混合式动压气体轴承在优化承载性能与刚度的同时,应考虑抗冲击特性和稳定性以提高轴承的综合性能。      

层板与旋转轴所成角度对受限层板换热能力的影响

采用数值模拟的方法对旋转状态下受限层板在不同层板与旋转轴所成角度条件下的换热特性进行研究,得出了层板与旋转轴所成角度对层板换热能力的影响规律.结果表明:层板与旋转轴所成角度不同时,表面传热系数呈现一定的相似性;层板与旋转轴所成角为90°和270°时表面传热系数最高,浮升力的影响最小,层板与旋转轴所成角度为0°和180°时,表面传热系数最低,浮升力的影响最大;将科氏力和浮升力对换热能力的影响单独研究,平行于层板的科氏力比垂直于层板的科氏力对流体的影响强烈.      

二维高超声速压缩面斜激波系的优化配置

选择进气道外压缩段的气流转折角为设计变量,以进气道的压升比为约束条件,分别以总压恢复系数和阻力系数为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6,飞行高度25 km,进气道出口气流方向与自由来流夹角等于0,°2,°4°和6°的条件下,对二维混压式高超声速进气道进行了优化设计,得到了优化的斜激波配置。优化结果表明,在所讨论的各种情况下,以阻力系数最小为目标得到的外压缩段斜激波系与以总压恢复系数最大为目标得到的外压缩段斜激波系基本相同,都近似为等强度斜激波系。运用数值模拟手段验证了等强度斜激波系配置原则,本文提供的方法可以用于二维混压式高超声速进气道的初步设计。     

Lift performance enhancement for flapping airfoils by considering surging motion

The flapping motion has a great impact on the aerodynamic performance of flapping wings. In this paper, a surging motion is added to an airfoil performing pitching-plunging combined motion to figure out how it influences the lift performance and flow pattern of flapping airfoils. Firstly, the numerical methods are validated by a NACA0012 airfoil pitching case and a NACA0012 airfoil plunging case. Then, the E377m airfoil which has typical geometric characteristics of the bird-like airfoil is selected as the calculation model to study how phase differences φ₁ between surging motion and plunging motion affect the aerodynamic performance of flapping airfoils. The results show that the airfoil with surging motion has comprehensively better lift performance and thrust performance than the airfoil without surging motion when 15°< φ₁ < 90°. It is demonstrated that surging motion has a powerful ability to improve the aerodynamic performance of flapping airfoil by adjusting φ₁. Finally, to further explore how flapping airfoil improves lift performance by considering surging motion, the flapping motions of E377m airfoil with the highest lift coefficient and lift efficiency are obtained through trajectory optimization. The surging motion is removed in the highest lift case and highest lift efficiency case respectively, and the mechanism that surging motion adjusts the aerodynamic force is analyzed in detail by comparing the vortex structure and kinematic parameters. The results of this paper help reveal the aerodynamic mechanism of bird flight and guide the design of Flapping wing Micro Air Vehicles (FMAV).     

火箭橇水刹车戽斗入水运动的阻力预测

火箭橇水刹车戽斗作为火箭橇高速试验的减速装置,附加质量较大,运行速度快,在利用水的冲击作用减速时,承受很大的载荷。为了确保火箭橇水刹车戽斗的安全,同时达到预期的减速效果,对火箭橇水刹车戽斗的运动情况进行数值仿真分析。借助Abaqus中的流固耦合技术,通过CEL方法对火箭橇水刹车戽斗入水运动情况进行分析,得到火箭橇水刹车戽斗在多种不同运动情况下的阻力曲线,并根据流体阻力理论计算公式,拟合出该火箭橇水戽斗入水的流体阻力计算公式。利用该公式可对该火箭橇水刹车戽斗在不同速度、不同初始水位高度下所受的阻力进行预测。     

弹性变形对前掠翼气动特性的影响分析

针对弹性变形对前掠翼气动特性的影响,基于改进的CFD/CSD松耦合静气动弹性数值计算方法,在高亚声速条件下,对前掠角χ=10°,20°,30°的前掠翼纵向气动特性和副翼操纵效率进行了计算和分析。结果表明,迎角较小时,弹性翼的升力、升阻比和俯仰力矩较刚性翼大,大迎角时恰恰相反;随着前掠角的增加,机翼的弯扭变形和气动参数变化的程度愈加剧烈;在最大升阻比、迎角α=4°、副翼偏转角δ=20°时,弹性翼的副翼操纵效率略大于刚性翼。该研究可为前掠翼布局的设计提供借鉴。     

Numerical study of a trapezoidal bypass dual throat nozzle

Bypass Dual Throat Nozzle (BDTN) is a novel type of fluidic thrust vectoring nozzle. To improve the infrared stealth performance of BDTN, a nozzle based on BDTN is proposed and numerically simulated. Each cross-section along the x-axis of the novel nozzle becomes a trapezoid, which is named “BDTN-TRA.” The main numerical simulation results show that BDTN-TRA can produce a thrust vectoring angle when the upper or lower bypass valve is open. The angle difference between the two conditions mentioned above is usually approximately 1°–2°. Even if the two bypasses are closed, BDTN-TRA can produce a small thrust vectoring angle at around 3°–5°. When the sidewall angle increases from 60° to 90°, the thrust coefficient and thrust vectoring angle under each work condition usually decrease. A larger aspect ratio indicates better performance. As the aspect ratio increases over 7.2, the performance of BDTN-TRA is quite close to that of BDTN with rectangular cross-sections at the same aspect ratio. These features will benefit the control and trimming for future aircraft design, especially for the flying wing layout aircraft. Last but not least, BDTN-TRA has a more extraordinary mixing performance compared with BDTN. The distributions of static temperature and axial velocity along the x-axis of BDTN-TRA with sidewall angle of 60° decrease faster than those of BDTN. When the total temperature of the inlet equals 1600 K, the static temperature difference between BDTN-TRA with sidewall angles of 60° and 90° is over 360 K at twice the length of the nozzle downstream of the nozzle exit, which is the reflection for excellent infrared stealth for the fighter.