提高k-ωSST模型对翼型失速特性的模拟能力

采用CFD软件fluent,k-ω SST模型对S825翼型进行了二维数值模拟.针对k-ω SST模型对翼型分离失速特性模拟不准的情况,对分离区域内湍流的强非平衡输运特性进行了分析.研究表明:原始模型由于不能准确模拟分离区内湍流的强非平衡输运特性,导致其对翼型失速特性模拟失效;提出了通过修正模型系数a₁及β_∞^*,提高k-ω SST模型预测非平衡湍流输运特性的方法,从而提高对翼型失速特性的模拟精度.     

采用欧拉两相流法对翼型表面霜冰的数值模拟

基于欧拉两相流理论提出一种翼型表面霜冰的数值模拟方法.采用同位网格上的SIMPLE (Semi-Implicit Method for Pressure Linked Equations) 算法求解空气控制方程;提出一种可穿透型壁面边界模拟水滴对翼型表面的撞击,通过求解过冷水滴的控制方程得到翼型表面的水滴收集特性;利用冰层时间推进法模拟积冰过程,使用积冰法向生长假设生成积冰外形.对NACA 0012翼型在0°和4°迎角下的积冰情况进行了研究,冰形预测结果与实验结果一致.通过对结冰翼面的压力分布进行分析,表明积冰对翼型气动性能会产生不利影响.     

翼型气动性能鲁棒性优化设计

讨论了一种在来流速度不确定的情况下对翼型进行鲁棒性设计的方法.介绍了单点及多点设计方法后,阐述了鲁棒性设计方法在翼型气动性能优化中的应用,并对三者进行了比较.引入了代理模型以减少计算量, 并通过遗传算法对翼型进行鲁棒性设计.借助区间分析方法讨论了翼型设计变量的扰动对气动特性上下界值的影响.应用该方法,在提高了翼型的气动性能的同时,降低了该性能对于来流速度的敏感度.      

改进SA模型对翼型分离流动的数值模拟

采用(CFD,Computational Fluid Dynamics)软件Fluent,选取(SA,Spalart-Allmaras)模型,对风力机翼型S825进行了二维数值模拟,并与实验数据进行比较.针对SA模型不能准确预测翼型尾部流动分离的情况,分析了分离区域内湍流的强非平衡输运特性.研究表明,SA模型中系数C_b1与湍流的非平衡输运特性密切相关,进而提出了修正模型系数C_b1改进SA模型的方法,结果表明该方法能够更准确地模拟风力机翼型分离流动.     

高升力与失速特性缓和的翼型设计研究

为了探索适用于长航时飞行器的翼型设计思想、方法和技术,进行了新型高升力及失速特性缓和的BUAA-K1/BUAA-K2翼型的设计研究.风洞实验结果表明,与配置著名GAW-1/GAW-2翼型的机翼比较,配置BUAA-K1/BUAA-K2翼型的机翼最大升力系数和最大航时因子分别提高了15%和25%,并且实现了同时具有高升力和失速特性缓和的气动特性.     

不同厚度翼型动态失速涡运动数值研究

在低马赫数下, 对三种不同相对厚度的NACA系列基本厚度翼型在俯仰振荡运动中的动态失速现象进行了数值研究.数值模拟时采用双时间法和LU-SGS隐式解法相结合的模式求解了非惯性坐标系下的非定常纳维-司托克斯(NS)方程组, 空间离散采用Roe格式,并结合刚性动网格生成技术.采用全湍流计算,通过引入BL(Baldwin-Lomax)模型计入湍流影响.计算出的气动力迟滞曲线与实验结果变化趋势符合较好,表明了数值方法的有效性,同时通过比较和分析不同厚度翼型在轻失速和深失速下的流场结构,发现绕翼型的失速旋涡产生和发展规律是明显不同的.      

基于N-S方程的翼型双设计点双目标优化设计

在使用N-S方程和尾迹面积分技术较精确地计算翼型气动阻力的基础上,对翼型进行参数化建模,应用Powell和目标组合方法讨论了翼型的双设计点双目标优化设计,并与单设计点单目标优化和单设计点双目标优化进行了对比.在给定设计条件下,2种翼型:RAE2822和"类全球鹰"翼型的计算结果表明,针对翼型设计状态,合理选择目标优化函数是必要和重要的;所采用的双设计点双目标设计方法可以兼顾多种设计状态,其优化翼型相对原始翼型具有更好的压强分布,有效提高了升力系数和降低了阻力系数;相对单设计点单目标优化和单设计点双目标优化翼型也具有更高的综合气动性能.      

喷流噪声特性与控制研究

本文着重研究喷流噪声机理及工程计算方法。通过实验研究了声功率与喷流速度的关系,表明在Mα>0.4时Lighthill方程和Lilley方程均与实验数据吻合,可分别使用。而Mα<0.4时,均偏差较大,通过本文实验表明,若改为6次方关系较为恰当。文章同时对喷流噪声指向性、谱特性进行了分析。最后对一种引射消声器进行了发展性研究,获得在135dB噪声条件下,降噪17dB的效果。     

旋翼翼型高维多目标气动优化设计

先进旋翼翼型设计是典型的多设计点、多目标优化问题,常规优化方法已无法满足翼型高维多目标优化设计的要求。基于分解的多目标优化算法（MOEA/D）,建立了考虑高低速升阻特性、力矩特性、阻力发散特性等的旋翼翼型高维多目标优化设计方法,并采用高精度kriging模型以提高优化设计效率。针对旋翼内段、中段翼型进行了5个设计目标的全局优化设计,采用自组织图映射（SOM）方法对最优Pareto解集进行了聚类分析。典型翼型CFD结果分析表明,中段翼型低速力矩系数幅值减小约50.7%,高速最大升力系数提高约6.5%,最大升阻比提高约7.7%,同时阻力发散特性得到改善,内段翼型同样取得了良好的多目标优化效果。研究表明,MOEA/D算法对高维多目标气动优化设计问题具有很好的适应性,能有效提升旋翼高低速气动性能设计的能力。      

翼型湍流尾缘噪声半经验预测公式改进

改进了传统的翼型湍流边界层尾缘噪声BPM半经验预测公式。传统的BPM半经验湍流边界层尾缘噪声预测公式对高攻角和厚翼型在高频范围的预测结果大于实验结果,通过分析比较传统BPM半经验预测公式和Howe翼型尾缘噪声理论模型发现:这主要是由于传统BPM半经验预测公式对压力面声源噪声辐射高估引起的。因此将压力面声源噪声辐射与吸力面声源噪声辐射的幅值比由原来的边界层位移厚度一次方比值改进为二次方比值,进而得到了改进后的BPM半经验预测公式;使用改进后的BPM半经验预测公式对NACA0012翼型在不同来流不同攻角下的噪声辐射进行了预测比较,发现对于NACA0012翼型,改进后的BPM半经验预测公式具有较高精度;另外也预测了较厚的风力机翼型DU-96-W-180,预测结果明显改善。     

1998年10月18——-19日磁暴主相的行星际源分析

采用高时间分辨率的地磁指数SYM-H, 同时考虑日地连线引力平衡点(L1点)太阳风地磁效应的滞后性, 精确分析了1998年10月18---19日大磁暴主相的行星际源. 分析结果表明, 磁暴主相的行星际源仅为行星际激波和行星际日冕物质抛射之间的太阳风(Sheath), 磁云对磁暴主相没有贡献. 这个磁暴事例的研究表明, 行星际磁场南向分量与太阳风动压的乘积是影响磁暴主相发展的关键参数.      

具有尾缘襟翼的风力机动力学建模与恒功率控制

具有尾缘襟翼的风力机在大型风力机领域具有广阔的应用前景。在具有可变尾缘襟翼的智能风力机中,通过控制襟翼偏转角可以调节风力机叶片的气动特性,可达到控制风电系统输出的目的。采用叶素动量方法建立了具有尾缘襟翼的风力机气动模型,在此基础上建立了智能风电系统的非线性动力学模型。基于动态逆方法对非线性系统进行线性化,采用H∞状态反馈方法设计了反馈控制器。针对12~16 m/s的阶跃风况和基于四分量模型所建立的实际风况进行了仿真验证,仿真结果表明,所设计的控制系统能有效控制风电系统的输出功率。     

基于改进SSD的风机叶片表面缺陷检测方法

针对无人机对风机叶片表面缺陷检测中出现的多尺度目标问题,本文提出一种基于改进SSD的风机叶片缺陷检测方法。以具有多尺度结构框架的目标检测模型SSD为基础,引入残差网络ResNet50作为其特征提取网络,用以获取更深层次的细节特征信息,从而提升缺陷检测模型的整体效果。在建立的风机叶片表面缺陷图像数据集下进行模型验证,结果表明,该方法的平均精确度mAP@.5为84.29%,与YOLOv3和RetainNet相比,对各类型缺陷的平均精确度分别提高了2.92%和8.69%,同时较传统SSD算法平均精确度提升了2.21%。     

基于DE算法的共轴直升机模型辨识及精度分析

由于共轴直升机特有的旋翼布局引发了上下旋翼间强烈的气动干扰,采用传统的理论分析和风洞试验的方法难以获得适用于共轴直升机控制系统的飞行动力学模型.为此,设计了飞行扫频试验,根据飞行试验数据得到了悬停状态下包含共轴直升机飞行动力学模型耦合特性的非参数频率响应,运用仿生智能计算方法中的微分进化(DE,Differential Evolution)算法拟合频率响应建立了悬停状态下的共轴直升机状态空间模型.利用Cramer-Rao边界和不灵敏度的相关理论进行分析计算,说明辨识得到的参数具有较高的精度和可信度.通过比较辨识模型的输出和实际飞行数据的结果,说明辨识得到的模型能充分反映共轴直升机的飞行动力学特性,可用于飞行品质评估和飞控系统设计.     

利于翼型优化设计的超临界翼型参数化方法

为减少超临界翼型优化中的设计变量,消除优化结果的不光顺现象、保证C₂连续,在优化过程中控制翼型几何特性的变化范围,设计出了由4条首尾相接的有理Bézier曲线表示的超临界翼型的翼型参数化方法,该方法对翼型数据的参数化过程中主要运用了Bézier曲线拟合算法与SPSA(Simultaneous Perturbation Stochastic Approximation)优化算法,并在Bézier曲线拟合算法中使用了有别于常用方法的数据点参数选择方法.将这种超临界翼型参数化方法与优化算法结合便可实现翼型优化设计,其中的设计变量为21个,优化结果不仅光顺且满足C₂条件,通过设定设计变量变化范围便可控制相应的翼型前缘半径、上下弦最高最低点的位置与曲率、尾部契角等几何特征.      

面向涡轮叶片方案优化的变保真度设计系统

提出了面向涡轮叶片初始设计的变保真度的多学科设计优化方法,建立了自动化的设计系统以提高设计效率.该系统集成了分析工具和设计团队以及数据管理系统,使得设计过程自动地运行.开始设计阶段使用基于经验公式的低保真度模型;优化中的三维仿真过程使用基于精确的流体分析和结构分析的高保真度模型.过程按照模型保真度的不同分3个阶段,渐近地获得最优解,同时考虑非设计点的优化.通过实验设计搜索并逐渐缩小设计空间,使得高保真度分析所带来的计算成本得以减少.最后以一个2级轴流涡轮的叶片初始方案设计验证了本设计系统.     

超临界层流翼型优化设计策略

针对超临界层流翼型设计问题,提出一种两轮优化策略。采用γ-Reθt转捩模型耦合剪切应力输运(SST)模式的湍流模型对翼型边界层转捩进行预测。翼型几何参数化建模采用形状分类函数转换(CST)方法,设计变量为描述翼型几何特征的参数。第1轮优化的目的是尽量提高层流区域的比例,气动分析模型为基于Kriging模型的代理模型,优化算法为遗传算法,通过优化获得满足约束要求的层流翼型。第2轮优化目的是对第1轮优化获得的翼型进行微调,进一步提高翼型的升阻比,气动分析直接采用CFD程序,优化算法采用基于梯度的优化算法。算例表明,应用本文提出的两轮优化策略,可将超临界翼型NASA SC(2)0412优化设计成超临界层流翼型,翼型的上下表面层流区比例分别达到了55.5%和47.0%,升阻比提高了38.1%。     

机翼低速风洞试验颤振模型优化设计方法

对于机翼的低速风洞颤振试验模型设计中涉及学科多、难度高、工作量大、周期长等问题,把具有很好的全局和局部寻优能力且收敛速度很快的遗传/敏度混合优化算法应用于模型设计过程;详细说明了遗传/敏度混合优化算法的优化设计原理、设计过程,以及应用范围;论述了机翼颤振模型设计的基础理论和设计思路;根据实际问题的物理模型,并通过对机翼颤振模型设计原理的分析,建立了优化设计的数学模型;通过优化设计方法的实际应用,完成了设计工作,提高了设计效率,保证了设计精度,该设计方法所得到的设计结果与计算得到的设计要求之间的误差在5%以内;在此基础上建立了完整的机翼颤振模型工程优化设计方法,使该方法能够应用在模型设计的很多方面,为工程设计提供了一种有效的手段.      

直升机前飞吊挂飞行动力学响应分析

建立了带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型,其中旋翼诱导速度场计算采用了广义动态入流理论模型并添加了畸变项,用以考虑从加速过程的尾迹畸变和附加非定常效应;旋翼气动载荷模型采用了翼型大角度范围插值技术,并结合经典薄翼型理论建立综合的非定常气动载荷模型.还建立了六自由度吊挂载荷模型,其中吊索采用了柔性钢索模型,计入了吊挂模型的气动阻力.通过仿真计算分析了吊挂前飞状态下总距阶跃操纵输入以及前推杆阶跃操纵输入时直升机及吊挂动力学响应历程.