多轮多支柱起落架飞机操纵前轮转弯特性分析

在考虑机体弹性的前提下,采用Fiala轮胎理论,建立了多轮多支柱式起落架飞机全机动力学模型,进行飞机操纵前轮转弯分析。通过仿真,给出了典型前轮操纵角下,各轮胎上的径向及侧向载荷。并以轮胎出现侧滑为临界条件,研究了不同前轮操纵角下允许的飞机最大滑行速度,给出飞机操纵前轮转弯包线。最后研究了飞机180°转弯时重心及轮胎的运动轨迹,得出在保证操纵安全的前提下,飞机可在50 m宽的跑道上实现180°转弯。     

具有轴向流的可压缩非定常旋涡流

本文研究埋定常轴对称自由旋涡流动结构的可压缩效应，探索旋涡的密度变化，粘性扩散和热传导的耦合作用机制。在回顾了前人某些典型结果之后，首次给邮了具有轴向拉伸率的可压缩非定常轴对称自由旋涡在高Ｒｅ数和小Ｍ数下的近似解析解。     

大攻角非对称涡特性及消除侧向力和力矩方法

本文提出了一个消除非对称力的头部外形方案。通过风洞实验,论证了方案是有效和稳定的。实验发现由对称涡向非对称涡的转变有一个不稳定区,建议用动态测力,得到与激光蒸汽屏流场相一致的结果,并研究其相互关系。     

Critical wake vortex encounter scenarios

A simulation-based method was developed to investigate the severity of Wake Vortex Encounters (WVEs). This paper describes an important part of this method: the determination of worst-case WVE conditions, which is referred to as Worst-Case Search (WCS). The WCS results permit to reduce time and costs of WVE severity related piloted simulator tests and allow the comparison of the hazard that vortices of different generator aircraft exert on a follower aircraft.The WCS is based on a high fidelity, offline simulation of the follower aircraft that includes the interacting wake vortex, a hazard criterion that rates the severity of each WVE, and a pilot model. It can be formulated as an optimisation problem that is solved with the optimisation tool MOPS (Multi Objective Parameter Synthesis). MOPS varies the encounter geometry until the simulation yields maximum values of the WVE hazard criterion.Worst-case encounter conditions for different parameters were investigated and sensitivity studies performed. The influence of the height above ground, the core radius, and the models for the wake vortex velocity profiles on the severity of a WVE was examined. To show the capability of the method, a comparison of the severity of a WVE behind two different heavy transport aircraft for a 20 t aircraft was made. The WCS method demonstrated its applicability and delivered the worst-case encounter geometry.

Zusammenfassung

Zur Untersuchung der Heftigkeit von Wirbelschleppen wurde eine simulationsbasierte Methode entwickelt. Dieser Beitrag beschreibt einen wichtigen Bestandteil dieser Methode: die Bestimmung der ungünstigsten (worst case) Einflugbedingungen in die Wirbelschleppe. Die Kenntnis dieser Bedingungen gestattet eine Zeit- und Kostenreduzierung bei wirbelschleppenbezogenen Simulatorversuchen mit Piloten und ermöglicht gleichzeitig einen Vergleich der vom Wirbel ausgehgehenden Gefährdung für verschiedene Kombinationen voraus- und einfliegender Flugzeuge.Die Worst-Case-Bedingungen werden mit einer Offline-Simulation des Folgeflugzeugs bestimmt, die Modelle für die Wechselwirkung mit der Wirbelschleppe und für das Pilotenverhalten sowie Kriterien für die Gefährdung durch den Wirbel umfasst. Für die Steuerung der Simulation und die Worst-Case-Suche wird die Optimierungssoftware MOPS (Multi Objective Parameter Synthesis) verwendet. MOPS variiert die Geometrie des Wirbelschleppendurchflugs bis die Simulation die maximalen Kriterienwerte für die Gefährdung durch den Wirbel liefert.Die Worst-Case-Bedingungen wurden für unterschiedliche Parameter untersucht. Der Einfluss der Höhe über Grund, des Kernradius' und der unterschiedlichen Modelle für das Wirbelgeschwindigkeitsprofil auf die von den Wirbelschleppen ausgehenden Gefährdung wurde dabei ermittelt. Um die Leistungsfähigkeit der Methode zu demonstrieren, wurde die Gefährdung von Wirbelschleppen zweier generierender Flugzeuge (heavy class) auf ein nachfolgendes 20 t Transportflugzeug verglichen. Die Anwendbarkeit der Methode wurde bestätigt und die ungünstigsten Einflugbedingungen berechnet.     

仿生正弦前缘对翼面动态失速的影响

动态失速导致叶片气动载荷急剧变化，造成振动载荷激增，桨叶寿命大幅衰减。针对动态失速问题，从座头鲸胸鳍在动态倾转下取得良好的流动特性获得启示，据此模化出仿生正弦前缘翼面（包含3种波峰和2种波长），旨在实现动态失速控制。借助三维非定常数值模拟方法，采用运动网格技术，基于SC1095旋翼翼型，研究了仿生前缘动态失速流动控制机理及运动参数和来流速度的影响。结果表明：正弦前缘大幅度降低俯仰力矩系数峰值和阻力系数峰值；前缘波峰越大、波长越小，阻力系数峰值与俯仰力矩系数峰值的抑制效果越明显，虽然升力系数峰值减小，但其减小量远小于前两者，例如其中一种仿生翼使俯仰力矩系数峰值减小了47.7%，阻力系数峰值减小了36.4%，升力系数峰值减小14.1%；在最大迎角附近，正弦前缘能够缓和失速特性，使载荷变化更为平缓；在高平均迎角、低俯仰频率、低马赫数下，仿生翼动态失速控制效果更强，相比较而言迎角振幅的影响较小。     

用于BVI噪声试验的新型涡发生器设计与分析

针对直升机特有的旋翼桨/涡干扰(Blade vortex interaction,BVI)噪声计算精度低且试验数据缺乏问题,也为了开展旋翼气动噪声特性分离方法的验证试验研究,本文设计了一种能够用于BVI噪声试验的新型多段翼型组合式涡发生器。首先通过CATIA软件建立涡发生器出口端翼型段在不同迎角下的试验模型,再使用FLUENT软件建立涡发生器的流场仿真计算模型,比较分析了不同翼型段迎角下的涡流流场。随后用粒子图像测速法(Particle image velocimetry,PIV)技术系统测量了不同翼型段迎角、距离涡发生器出口端的长度及流速等参数变化下的涡流流场,对不同试验状态下的涡核、涡强等参数进行了对比分析。针对涡量偏弱的缺点,对传统单级涡发生器进行了改进,设计研发了双级涡发生段。试验证明其能产生更强且稳定的涡,为BVI噪声试验提供了模拟的桨尖涡,试验结果表明了涡发生器的有效性。     

扩压叶栅叶尖非定常流动的涡动力学机理

为了揭示压气机叶尖区旋涡结构与流动非定常性之间的关联，采用URANS对一亚声速平面扩压叶栅在不同攻角下的流场进行了求解，并借助Q判据提取了叶尖瞬态涡系结构。结果表明：泄漏涡的破碎现象能够通过诱导新的涡结构间接作用于相邻通道的叶尖流动，是导致叶尖流场失稳的关键因素。在-0.3°和+0.7°攻角下，叶尖泄漏涡发生了螺旋破碎，并伴随有非定常诱导涡的出现，诱导涡对相邻叶片载荷的影响使得叶尖泄漏涡发生周期性摆动；在+1.7°攻角下，泄漏涡破碎会导致反流涡的形成，反流涡的输运会给叶片载荷和来流攻角带来非定常扰动，反过来又会作用于泄漏涡的破碎和反流涡的生成，最终表现为一种自维持的非定常流动现象。     

基于轨道角动量的电磁涡旋SAR成像新方法

为研究电磁涡旋波在合成孔径雷达(SAR)领域的应用潜力,验证电磁涡旋SAR成像的可行性,将电磁涡旋与合成孔径雷达模型结合,通过使用单一模式的轨道角动量,用合成孔径原理实现方位聚焦。给出了基于电磁涡旋的SAR几何模型和回波信号模型,并提出了适用于电磁涡旋SAR的改进chirp-scaling(CS)成像算法。通过点目标仿真分析,验证了所提成像算法的有效性。该方法可为SAR系统新体制设计及雷达的研究提供参考。     

基于WENO-分段线性格式的旋翼流场数值模拟

为了降低二阶JST(Jameson-schmidt-turkel)格式导致的数值耗散,发展了一套适合于格心格式的基于加权本质无振荡(Weighted essentially non-oscillatory,WENO)-分段线性格式的旋翼流场数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法生成围绕旋翼的网格系统,主控方程选择Navier-Stokes(N-S)方程。为了更加有效地对桨尖涡等流动细节进行捕捉,在笛卡尔背景网格上采用七阶Roe-WENO格式计算对流通量;在桨叶贴体非结构网格上采用二阶精度的Roe-分段线性格式计算对流通量。时间离散采用了高效的双时间隐式LU-SGS(Lower upper symmetric Gauss-Seidel)方法进行时间推进。最后,应用上述方法对悬停状态的C-T(Caradonna-tung)旋翼和Helishape 7A旋翼进行了数值模拟,将数值计算结果与实验数据进行了对比,计算值与实验值吻合较好;并将桨尖涡模拟效果与二阶JST格式的模拟效果进行了对比。对比结果表明:本文方法能有效对旋翼流场进行计算,且在相同计算条件下,WENO-分段线性格式能够更有效地捕捉旋翼涡流场的流动特性,表明在计算旋翼涡流场时WENO-分段线性格式相比传统二阶JST格式具有更低的数值耗散。     

轴流压气机插板式进气畸变数值仿真

以航空发动机稳定性评价体系中常用的插板实验为背景,分别进行低速、高亚声速、跨声速轴流压气机与插板畸变发生器的耦合数值仿真,研究插板畸变条件下压气机的流场特性以及不同类型压气机在插板畸变影响下的失速起始机制。研究发现:转子进口截面的周向流动是影响低速压气机稳定边界的主要因素；插板角涡对转子叶顶泄漏涡的扰动是影响高亚声速压气机稳定边界的重要原因；畸变气流影响下的叶片通道内激波强度和位置的变化是影响跨声速压气机稳定边界的关键因素。