半模机翼振动对气动性能影响的风洞试验研究

为了验证翼型振动测压试验结果和有关振动数值模拟文献的计算结果,设计完成了对称翼型NA-CA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼的低速风洞振动试验。通过专门研制的半模振动模型,选取5种激振方式,用直接测力法得到了模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,分别研究了振动频率、雷诺数、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性的影响。试验结果表明：半模机翼振动的气动特性与二元翼型和数值计算情况有所不同,其影响因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等会产生不同效果。并对产生原因进行初步探讨。     

半模机翼振动的风洞实验技术研究

飞行器机模型振动是影响其风洞实验数据可靠性的主要因素之一。为此,通过专门研制的半模振动模型,采用对称翼型NACA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼进行了低速风洞振动实验。选取五种激振方式,用直接测力法得到模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,研究了振动频率、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性测量结果的影响。结果表明：振动对半模机翼气动特性的影响程度因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等而产生不同效果。结论对提高飞机模型风洞实验大迎角振动情况下的测量精准度有参考价值。     

Shock oscillations on biconvex aerofoils

The mechanism of the origin of shock oscillations on an 18% thick biconvex aerofoil is investigated using a thin-layer Navier-Stokes code. The approach used in this study is to initiate shock oscillations on an aerofoil in transonic flow by moving the aerofoil from a regime of non-periodic flow to a regime where periodic flow does occur by withdrawal of a trailing-edge splitter plate. The results indicate that the shock induced separation plays a leading role in the origin of shock oscillations.     

大型壁板数控钻铆的三点快速调平算法

 针对传统机翼壁板铆接过程中托架调平所存在的问题，提出一种基于有限曲面加工区域的三点调平算法。利用机翼表面上待钻铆点附近三点的坐标来表征该铆接区域的空间姿态，通过钻铆系统的几何结构模型所确定的坐标变化矩阵，逆解出调平所需的各运动副位移增量。在钻铆系统结构模型和机翼曲面方程的基础上建立三点选取的优化模型，并利用外点罚函数法确定其优化解。西安飞机工业(集团)责任有限公司ARJ21新支线飞机的机翼壁板试验件数控钻铆结果表明，该算法能够实现较高的加工精度和调平效率。     

一种微气泡型MEMS作动器研究

设计了一种基于MEMS技术的微气泡型作动器,将微作动器布置在NACA0012翼型和三角翼机的前缘上,利用Fluent进行数值模拟,结果表明微作动器可以改变机翼前缘附体流的流动状态,提高翼型升力系数,改变三角翼机前缘流动状态,利用微作动器可以成功进行流动控制。     

RANS/LES在超声速突起物绕流中的应用研究

安装在超声速/高超声速飞行器表面的突起物如机翼、控制舵等通常会导致复杂的激波/边界层干扰,对突起物的局部气动特性甚至飞行器整体的气动特性产生较大的扰动.在采用计算流体力学(CFD)数值模拟此类问题时,传统的求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程方法由于不能准确预测湍流脉动流场并且精度有限,在应用上受到一定的限制.本文在研究B-L (Baldwin-Lomax)内层模型和Smagorinsky亚格子模型优缺点的基础上,提出了一种新型的RANS/LES(Large Eddy Simulation)混合模型,并进行了算例验证,证实了该方法的可行性.在此基础上,对火箭表面突起物的干扰流场进行了数值模拟研究,细致地刻画了突起物附近的激波/边界层干扰、剪切层失稳和底部分离涡形成的非定常过程,获得了突起物及火箭表面上的压力脉动历程并进行了频谱分析.研究发现,相对于突起物底部的非定常分离流动,突起物前缘的激波和边界层相互干扰的非定常过程是突起物周围压力脉动的主导因素,这种高频的压力脉动可能对火箭内设备的正常工作产生不利的影响.     

进气道动态畸变被动控制技术的初步研究

对S型进气道扩压器在临界及超临界工况下的流动特性进行了研究,通过研究了解超临界工况下动态畸变的形成和变化特征.国内外的研究均表明:进气道内激波与附面层的相互干扰是引起动态畸变的主要原因之上,因而本文中采用壁面处理被动控制技术进行激波与附面层干扰的控制,用以抑制动态畸变.研究结果表明:在较大的超临界工况下,该控制技术可明显地抑制激波的失稳和振荡,从而使动态畸变的气流脉动峰值下降约60%.     

冲压发动机突扩型燃烧室压力振荡问题(综述)

本文综述了近年来在控制冲压发动机突扩型燃烧室高振幅、低频压力振荡方面所取得的最新技术进展.介绍了用于抑制压力振荡的被动和主动控制技术.详细地讨论了燃烧室内声波动特性、剪切层流动不稳定性和热释放过程之间的相互作用以及对高振幅、低频压力振荡的影响,并根据当前在该领域的研究结果提出了几点建议.     

Control of a decelerating boundary layer. Part 1: Optimization of passive vortex generators

The control of boundary layer separation on the suction side of an airfoil at high angle of attack has been renewed by the possibilities of active control. Nevertheless, such an active control needs a deep understanding of the flow to manipulate and of the actuating flow, both being 3D and unsteady. For that purpose, a model experiment has been designed in the frame of a coordinated European project called AEROMEMS, with a simpler (2D) geometry and with a dilatation of the scales in order to be able to characterize the actuation flow. This model is a bump in a boundary layer wind tunnel, which mimics the adverse pressure gradient on the suction side of an airfoil at the verge of separation. The present contribution describes preliminary tests done to optimize standard passive devices before testing active systems. The optimization was done with hot film shear stress probes, the characterization with hot wire anemometry and PIV. The results show quantitatively the improvement brought by the passive devices in terms of skin friction. They also show the mechanism which is at the origin of this improvement. The next step of the project is to replace passive devices by synthetic jets.     

泛函级数在导弹主翼振动分析上的应用

为了研究突风载荷对导弹主翼的垂直振动及俯仰倾角的影响,提出了对非线性动态系统做建模研究的Voherra泛函方法的任意高阶核估计方法.该方法在核理论基础上,构造线性空间,将求解Volterra泛函各阶核的问题转化为求输出观测向量在希尔伯特空间子空间上的分量,利用线性空间中向量内积的求解而间接辨识出复杂的非线性动态系统.相对于其他在时域或频域估计Volterra核的理论,该方法数学基础清晰、计算量不随辨识精度增高而增加、能够对任意高阶核进行估计,可对强非线性动态系统进行辨识,回避了计算量很大的计算流体力学(CFD).虽然对模型的喂给数据量有一定要求,但与随机和伪随机信号的随机响应法、Lee-Schetzen法和其他的统计量辨识方法比较,不需要对喂给数据量和概率分布有太高要求.通过该方法辨识出来的各阶核,可以立即得到系统的一阶幅相频响应和各阶广义频率响应.在NACA64-008A翼型加载线性扫频调幅拉伸力,将系统响应与辨识模型响应及Ijee-Schetzen法在不同喂给数据量下辨识结果做了对比和说明.     

超音速气流绕局部透气凹角流动的数值模拟

以具有压力分裂形式的简化Ｎ Ｓ方程为控制方程,数值模拟了超音速来流条件下的激波 边界层干扰被动控制（ｐａｓｓｉｖｅｃｏｎｔｒｏｌｏｆｓｈｏｃｋ ｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎ）。模拟是以预先给定激波前吹气和激波后吸气的流量来实现的。为了定性地确定吹气或吸气对激波 边界层干扰的影响,首先计算了单独吹气和单独吸气两种情况。数值计算时采用了多重扫描法对控制方程差分离散,以反映亚音速区压力对流场的椭圆性影响。     

微型凸起流动控制用于翼型的减阻特性研究

微型凸起作为减小阻力的一种有效措施已经备受关注.开展了等熵压缩"弱激波"干扰鼓包用于RAE2822超临界翼型的减阻作用机制研究以及NACA0012对称翼型表面脊状结构减阻特性的数值模拟研究.结果表明:通过鼓包参数最优匹配,可达到弱化激波、减小波阻、提高升阻比、延缓抖振边界等目的;同时,通过对比不同脊状结构、不同网格密度对计算结果的影响,总结了多个速度下脊状表面的减阻规律.所得结论为进一步开展微型凸起类流动控制用于机翼的减阻特性研究奠定了坚实基础.     

基于正交设计的某型飞机翼尖小翼优化设计方法研究

飞机翼尖小翼设计是一个多因素设计,在机翼设计中比较复杂,影响参数较多。采用基于正交设计的方法,利用CFD技术,可较快的优选出小翼的倾斜角、高度、前缘后掠角、安装角等参数。以设计状态为例,对优选出的每个因素取三种水平进行了具体的计算,并给出了具体的结果,通过各因素在各水平下的平均升阻比,可以得到最优的参数值。结论说明给出的方法是合理的。实验也证明了该方法可以节约时间和经费。     

桨叶变形对旋翼气动性能的影响分析

针对某型机桨叶出现大面积变形情况,本文通过计算评估,分析了其在旋翼气动性能方面的影响.首先采用三坐标测量仪测量了变形桨叶的外形数据,并与理论外形进行了对比,然后用Euler方程加附面层修正方法,计算了二维翼型气动性能的变化情况,进而采用二阶升力线方法分析桨叶变形对旋翼性能的影响,得到了一些有价值的结论.     

基于DMD方法的缝翼低频噪声机理分析

认识缝翼低频噪声的产生机理十分重要,可指导先进的主被动噪声控制方法。本文开展了缝翼噪声的大涡模拟（LES）,利用动态模态分解（DMD）方法研究了缝翼低频噪声的产生机理。研究结果表明缝翼低频噪声具有显著的偶极子特性,其利用DMD分析揭示了缝翼噪声的产生机理,缝翼低频噪声源于剪切层中的大尺度涡结构与缝翼下壁面的周期性撞击效应,大尺度涡结构与低频噪声之间存在的流-声耦合的闭环反馈机制,根据反馈机制提出并验证了一种预测低频噪声的理论预测模型。     

基函数宽度对RBF神经网络气动力模型精度的影响研究

将带输出反馈的RBF（recursive radial basis function, RRBF）神经网络用于构建非定常气动力模型,能够得到一种动态非线性气动力降阶模型（reduced order model, ROM）。隐含层神经元的基函数宽度是该气动力模型的一个重要参数。为了研究基函数宽度对RRBF神经网络的影响,首先通过数学分析和计算仿真研究了训练过程中宽度与神经网络结构之间的关系,而后用NACA0012翼型俯仰运动作为算例,研究模型在不同训练信号、延迟阶数和流动状态的情况进行测试。测试结果表明,基函数宽度对此类非定常气动力模型的稳定性及泛化能力都有较大影响;最优宽度的选择随训练及预测信号的变化有所不同;较多样本时,通常选择55~75的宽度能够保证非定常气动力模型具有较高的预测精度。通过对随机俯仰运动样本的预测结果,验证了宽度的最优选择范围。     

INVESTIGATION OF ACTIVE CONTROL FOR DYNAMIC STABILITY OF HELICOPTER ROTOR－BODY COUPLING

ＩＮＶＥＳＴＩＧＡＴＩＯＮ　ＯＦ　ＡＣＴＩＶＥ　ＣＯＮＴＲＯＬ　ＦＯＲ　ＤＹＮＡＭＩＣ　ＳＴＡＢＩＬＩＴＹ　ＯＦ　ＨＥＬＩＣＯＰＴＥＲ　ＲＯＴＯＲ－ＢＯＤＹ　ＣＯＵＰＬＩＮＧＬｉｎｇＡｉｍｉｎ（ＣｈｉｎｅｓｅＨｅｌｉｃｏｐｔｅｒＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄ...     

Control of a decelerating boundary layer. Part 2: Optimization of slotted jets vortex generators

In the first part of this contribution [G. Godard, M. Stanislas, Control of a decelerating boundary layer. Part 1: Optimization of passive vortex generators, Aerospace Sci. Technol. 10 (3) (2006) 181–191], an optimization of passive vortex generators was performed in an adverse pressure gradient boundary layer. The model used was a bump in a boundary layer wind tunnel, which mimics the adverse pressure gradient on the suction side of an airfoil at the verge of separation. The present contribution describes the next step of the study: a test campaign was performed in the same facility to optimize slotted jets devices with both continuous and pulsed blowing. The optimization was done using hot film shear stress probes. The results show quantitatively the improvement brought by the slotted jets devices in terms of skin friction increase. They also show that the tested devices are less effective than equivalent passive devices.     

一种抑制激波-边界层相互作用的新型无源被动控制

为了探索一种抑制激波-边界层相互作用的新型无源、被动控制方法,采用有限体积法计算流体力学程序,分别对压缩拐角和激波入射平板两种典型流动的附面层分离进行了无源被动控制的数值研究.数值结果表明,新型无源被动控制方法消除了20°压缩拐角流动所产生的分离泡;对激波入射平板所诱导的附面层分离,采用的自适应无源控制方法可将分离区长度减小为无控制时的58％、总压恢复可比无控制时提高7.2％、x=0.85m截面最大回流速度较无控制时减小了69.3％.从而验证了无源被动抑制控制激波-边界层相互作用的可行性.     

低马赫数条件下几何折转角对平面扩压叶栅弯叶片流场性能的影响

将低马赫数大转角弯叶片数值计算结果与实验结果进行了比较,结果表明计算与实验结果吻合得较好,在计算中弯叶片降低能量损失系数为11%,在实验中弯叶片降低能量损失系数为13%.为了深入讨论压气机中弯叶片的适用条件,在0°迎角下,只改变几何折转角,共做了4套平面叶栅的数值分析,其结果表明大转角弯叶片的效果较为明显,比如在59.5°折转角叶栅中,最佳弯角为30°的正弯叶片降低能量损失系数的17.9%;而在39.5°折转角叶栅中,最佳弯角15°正弯叶片只减小了损失系数的0.7%,当进一步增加弯角时,损失反而增加.可以证明在低马赫数条件下叶型折转角的大小是在压气机中是否使用弯叶片的一个重要参考因素.