直升机旋翼结冰影响及防/除冰方法综述

为深入认识旋翼结冰的影响，从结冰强度和桨尖冰脱落两个方面阐述了旋翼结冰的特征及其主要响应因素，进而归纳了结冰对直升机升阻力特性、悬停特性、操纵特性等气动影响，并提出了评估旋翼冰脱落对直升机物理损伤的主要思路和方法。介绍了旋翼防/除冰应用中的电热防/除冰、液体防冰和气动除冰等主要技术，系统分析了它们的优缺点：电热防/除冰除冰效率高，但能耗较大；液体防冰能耗低，但作用时间短，且防冰效率不高；气动除冰系统虽然能耗低，但其安装部位有限，并且易造成直升机气动损失。在此基础上，还针对当前直升机防除冰系统存在的缺点，从旋翼结冰的高精度预测、多种防/除冰系统的耦合开发、大面积超疏水材料制备工艺提升等多个方面，全面展望防/除冰未来发展中亟需解决的重要问题。     

考虑约束的机载导弹导轨发射数值模拟

采用计算流体动力学和刚体动力学模型耦合求解的方法,对导轨发射的机载导弹分离过程进行了模拟,导弹运动过程包含了双(多)吊挂约束、单吊挂约束和自由运动三个阶段,为了模拟单吊挂约束状态下导弹的运动,在刚体六自由度运动方程基础上,发展了约束形式的刚体动力学模型,通过计算刚体自由转动(欧拉陀螺)和旋转刚体的进动(拉格朗日陀螺)两个算例,得到与理论解吻合的计算结果,验证了运动模型的正确性。在此基础上,对某机载导弹的发射过程进行了数值模拟,模拟中根据后挂点所处不同位置分别采用直线运动、单铰链约束和六自由度运动模型。通过数值仿真,获取了发射过程的运动轨迹和姿态变化,结果表明中等攻角下翼吊导弹受到横向洗流的作用,产生较大的侧向力和偏航力矩,导致导弹发生横滚产生弹架干涉。单吊挂约束下导弹俯仰运动受到法向气动力、重力以及法向过载的作用,严苛条件下可能引起弹架干涉。     

涡桨飞机滑流影响的非定常数值模拟验证

通过求解绝对坐标系下的非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,计算了螺旋桨非定常滑流对某涡桨飞机起飞构型低速状态的气动特性影响。为描述螺旋桨桨叶的相对运动,采用了动态重叠网格技术,并在并行环境下采用全隐式双时间步方法和多重网格技术来保证时间精度和提高计算效率,计算结果与试验值相当吻合,研究表明:滑流区内襟翼上的动压得到明显增强,同时高速滑流也起到一个吹除在大偏度襟翼上堆积的附面层作用,延迟了襟翼上气流的分离,这两个因素明显提高了襟翼效率,另外经过机翼的导流作用后,滑流对襟翼的洗流不像机翼那么明显。本文还将有无滑流的流场进行对比,通过当地动压增量来定义滑流的加速效应边界,以及通过当地气流角增量来定义滑流的洗流效应边界。该方法能较好地捕捉和解释滑流对飞机部件干扰而使得飞机方向安定性呈现的非线性现象,初步揭示了螺旋桨滑流复杂尾迹流动的特点。     

CFD在螺旋桨飞机滑流影响研究中的应用

通过求解绝对坐标系下的非定常雷诺平均Navier-Stokes方程，计算了非定常滑流对某飞机巡航构型低速状态的气动特性影响。为描述螺旋桨桨叶的相对运动，采用了动态重叠网格技术，并在并行环境下采用全隐式双时间步方法和多重网格技术来保证时间精度和提高计算效率。将计算结果与试验结果相比较，在线性段，计算得到的升力系数与试验值总体偏差不超过2%，阻力系数相对试验值而言整体偏大，基本控制在8%左右，俯仰力矩系数的计算结果与试验值趋势一致。总结了滑流对螺旋桨飞机宏观气动特性的影响规律，由于滑流在空间发展过程中不断与周围空气相混合，使得滑流边界逐渐"模糊"，因此滑流流管在空间发展过程中的巨大畸变对滑流影响的分析工作带来了难度。针对这种现象，本文将有/无滑流的流场进行对比，通过当地动压增量来定义滑流的加速效应边界，以及通过当地气流角增量来定义滑流的洗流效应边界。该方法能较好地捕捉和解释由于滑流对飞机部件干扰而使得飞机方向安定性呈现的非线性现象，初步揭示了螺旋桨滑流复杂尾迹流动的特点，在螺旋桨飞机非定常滑流影响机理研究方面具有一定的参考价值。     

考虑低温增压真实气体效应的运输机气动特性数值模拟研究

为了给低温风洞试验数据修正提供参考,本文利用数值模拟手段研究了低温真实气体效应相比较于完全气体对飞行器气动特性的影响,以及该影响与雷诺数影响相比所占比例的大小等问题。文章应用 Aungier-Redlich-Kwongz 方程,发展了适用于模拟氮气低温高压真实气体效应的 RANS 求解软件。与 NIST 数据的对比表明,该状态方程在5倍大气压下,比热比等参数误差在0.3%以下。同时,标模测试结果表明本文软件计算精度与国外软件相当。应用本文方法研究低温增压风洞中氮气真实气体效应：以典型运输机构型 DLRF6为模型,分别计算了高速、低速状态下各种不同温度和压力工况下的流动。计算结果表明,在低温增压情况下,真实气体效应引起的气动力差异很小,升力、阻力、力矩最大相对误差均在0.3%以下,与雷诺数效应引起的偏差相比可以忽略不计。因此,以氮气为介质的低温风洞试验研究可以采用完全气体假设。     

一种跨声速风洞透气壁模型的数值模拟研究

宽体客机巡航状态、阻力发散马赫数状态以及俯冲状态的绕流均属于跨声速流动,风洞试验过程中由于试验段壁板的存在,模型与洞壁均可能产生较强的激波,并诱发复杂的相互干扰,进而呈现出强烈的非线性耦合现象。针对宽体客机标模在 FL灢26 风洞中试验的洞壁干扰情况,提出一种基于透气壁模型的数值模拟方法;基于该方法研究 0.8≤Ma ≤0.92 范围内的模型洞壁干扰耦合效应。结果表明:与基于壁压信息法的数值模拟方法相比,采用透气壁模型方法不需要测试数据,能够较好地模拟孔壁流动对宽体客机升力系数曲线的影响,同时也给阻力带来较大的修正量。     

飞行器双自由度耦合振荡的数值模拟方法

针对模拟双自由度(2DOF)运动的"PQR"强迫振荡试验装置,通过坐标变换,将机构运动转化为空间欧拉角进行表示,实现对机构俯仰/偏航、俯仰/滚转和偏航/滚转等3种耦合运动的统一描述,采用预定运动轨迹的动网格计算技术,构造了基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程的飞行器双自由度振荡数值模拟方法。围绕某复杂构型飞行器低速流动,在模型迎角10°、滚转角±40°、偏航角±40°振荡预设条件下分别对单自由度偏航、滚转振荡和双自由度偏航/滚转振荡进行了模拟,得到的气动系数迟滞回线在形态和量值上与风洞试验结果吻合,证明当前方法可以作为飞行器复杂耦合运动的一种有效研究手段。针对偏航/滚转耦合振荡,从运动形式和气动特性上与单独偏航、滚转运动进行了对比分析,结果表明,耦合运动在气流角、绕体轴的旋转角速度等方面与单自由度叠加效果不同,力矩系数迟滞回线存在曲线交叉的现象,表现出与单自由度振荡不同的阻尼特性。在当前模拟状态下,偏航/滚转振荡流场以横向分离涡运动为主要特征,可以推测大迎角情况下纵横向分离涡流动结构更加复杂,耦合作用更强,需要进一步在分离流模拟方法上开展研究。     

基于遥感图像分块直线特征检测的机场跑道检测方法

针对遥感图像机场跑道检测问题,提出了一种基于图像分块直线特征检测的机场跑道检测方法。首先,针对遥感图像数据量大带来的计算处理问题,设计了基于直线分割检测子（LSD）的遥感图像分块直线特征检测环节;然后,在总结归纳机场跑道数学特性的基础上,对提取的直线特征进行平行线分组、直线生长、平行线合并,并以Radon变换为基础,找出候选机场跑道区域;最后,使用灰度统计信息并结合梯度方向直方图对候选区域进行处理,筛选出最终的机场道路区域。实验结果表明,在能够提取出有效直线特征的情况下,该方法可以对多类机场跑道进行有效定位。     

ARJ21-700飞机冰脱落数值模拟

ARJ21-700飞机采用尾吊式发动机布局,特定条件下自表面脱落的冰块对发动机构成安全威胁.为研究冰块形状、姿态及脱落位置对进入发动机的概率的影响,本文应用课题组自主研发的流体计算软件MBNS3D,求得ARJ21-700飞机定常流场,建立不同冰型的气动力数据库;通过对脱落冰块求解六自由度方程,得到冰块自飞机头部和机翼上表面脱落的运动轨迹.研究发现,该方法可以准确、快速进行大量轨迹计算,通过对冰块运动轨迹进行分析,总结冰块被吸入发动机的规律,为ARJ21-700飞机适航提供依据.     

钛合金搅拌摩擦焊接接头的微观组织分析

对4mm厚的TC4钛合金板进行搅拌摩擦焊接,获得良好的焊接接头。截取一块,用光学金相显微镜观察截面的显微组织。焊接过程中搅拌区的温度达到β相变温度以上,由于温度和变形程度不同,搅拌区不同位置的组织有所不同。热机械影响区因为受到热和塑性变形双重作用引起动态再结晶,形成较小的等轴α相。