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基于滑移网格技术和SST(shear stress transport) k -ω湍流模型,建立了模拟共轴双桨涵道无人飞行器(UAV)流场的CFD(计算流体动力学)数值方法,并通过计算风洞实验算例验证其有效性。数值模拟了共轴双桨涵道UAV在飞行过程中的动态流场,分析了涵道、飞行速度、螺旋桨转速、攻角等因素对其非定常气动特性的影响规律。计算结果表明:所建立的CFD数值计算方法适于模拟共轴双桨涵道UAV动态流场;涵道的存在显著削弱涵道螺旋桨的桨尖涡、后缘脱体涡和尾流收缩,具有较弱的桨-涡干扰和涡-涡干扰现象,明显减小共轴双桨涵道UAV的需用功率;随前飞速度增大,共轴双桨涵道UAV的升力和阻力同时增大;随螺旋桨转速增大,共轴双桨涵道UAV升力增大,而阻力减小;随攻角增大,共轴双桨涵道UAV的阻力增大,而升力先增大后减小。 相似文献
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这种单人垂直起降飞行器采用双涵道风扇作为动力装置,具有直径小、所占空间少、气动效率非常高、结构简单、重量轻、坚固耐用等优点,并且两副风扇的扭转力矩相互抵消,非常适用于超轻型单人垂直起降飞行器。该飞行器既能够垂直起降,又可以水平高速飞行。当垂直起降时,开裂/复合扇形翼面从主机翼向下开裂,随涵道风扇一起倾转,风扇的动力喷流吹向下方,产生向上的动升力,使飞行器完成垂直起降、空中悬停及前飞、倒飞等机动飞行。向水平飞行过渡时,开裂/复合扇形翼面又随涵道风扇一起向前倾转,重新复合回主机翼当中,与之构成完整的一体。这时风扇的动力喷流吹向后方,从而使涵道 相似文献
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针对特殊的旋翼倾转运动,建立了一个过渡状态的旋翼非定常气动力数值计算方法.为正确模拟旋翼倾转运动使桨叶受到的附加惯性力及哥氏力作用,重新推导了旋翼倾转时的桨叶气动力模型和挥舞运动方程;为了适合于旋翼倾转时的入流和气动力计算,入流模型中考虑了倾转运动引起的旋翼尾迹弯曲影响.应用建立的方法,首先进行了旋翼配平计算,以验证计算模型,并给出了倾转旋翼的操纵量.然后,着重计算了旋翼在倾转过渡时的拉力.俯仰和滚转力矩随倾转角的变化,分析了倾转飞行时的前飞速度.倾转时间等对旋翼气动力的影响,得出了一些新的结论. 相似文献
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非定常气动力作用下弹性飞行器的稳定性及耦合特性 总被引:1,自引:0,他引:1
本文对所建立的弹性飞行器非定常动力学模型,以系统矩阵和返回差矩阵讨论了这类多变量模型的稳定性,由此导出定量评价弹性飞行器系统运动变量,即姿态、弹性自由度、控制及观测变量相互间的开环与闭环耦合测度,从频域的角度描述了耦合特性,具有较状态空间分析更直观、简捷的优点。文中还以算例给予了分析和验证。 相似文献
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悬停状态旋翼/机翼机身干扰流场的高精度数值模拟对准确预估倾转旋翼飞行器气动性能具有十分重要的意义,开展该干扰流场的高精度数值模拟一直是直升机空气动力学领域的研究热点和难点之一。本文基于运动嵌套网格技术,建立一套适用于倾转旋翼非定常流场的CFD方法。采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为主控方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,时间推进上采用高效的隐式LU-SGS格式。在此基础上,首先开展某新型倾转旋翼无人机的旋翼/机翼机身非定常干扰流场数值模拟研究,得到了与文献相符的“喷泉效应”现象,计算结果显示干扰作用使总拉力损失16.6%。然后着重研究了不同襟副翼预置角对降低悬停状态下旋翼/机翼机身气动干扰作用的影响,研究结果显示45°襟副翼预置角效果最佳,使全机总拉力损失从原来的16.6%降到13.8%。 相似文献
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基于叶素动量理论的对转涵道风扇桨叶设计方法虽然设计速度快,但设计精度不高。为提高设计方法的设计精度,同时保留设计的快速性,通过CFD计算对基于叶素动量理论的桨叶快速设计方法进行修正,提出一种耦合CFD修正的对转涵道风扇桨叶高效设计方法。通过CFD计算与修正设计的不断迭代,可使设计结果收敛至CFD计算结果,得到满足设计要求的桨叶。结果表明:MRF方法对对转涵风扇性能的求解精度不足,需采用非定常CFD方法。而通过CFD计算结果修正桨叶的拉力占比、入流角及叶素气动力后,对转涵道风扇总拉力设计精度提高10.4%,扭矩设计精度提高18.2%。文中提出的高效设计方法只需进行少量的CFD计算修正便能较好地满足设计要求,进行加速处理后,设计效率进一步提高25%。 相似文献
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为适应高性能涵道螺旋浆精细化设计需求,基于雷诺平均Navier—Stokes控制方程和非结构网格旋转/静止滑移面技术,开展了涵道与螺旋桨动/静部件干扰的非定常流及性能预测数值模拟方法研究。提出了.静止与旋转域的多块网格布局策略及转/静滑移面技术,研究了涵道壁而与螺旋桨桨梢间隙的网格布局形式,有效解决了螺旋桨旋转流及螺旋... 相似文献
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针对倾转旋翼飞行器的多种速度尺度并存的复杂流动问题,发展了能够统一求解同时包含不可压缩流动和可压缩流动的非定常预处理方法和一种考虑了流场物理信息传播方向的预处理远场边界条件。结合适用于倾转旋翼飞行器的复杂外形及大位移问题的非结构混合网格技术和重叠插值技术,建立了倾转旋翼飞行器的数值模拟方法。在此基础上,首先通过悬停算例验证了数值方法的有效性,确定了选择预处理截断参数的原则。然后探究了倾转旋翼飞行器直升机模式悬停状态的尾迹涡结构演化过程,研究了“喷泉效应”和“地面效应”对倾转旋翼气动性能的影响。计算结果表明,旋翼尾迹涡的耗散在不同方位角存在较大差异。“地面效应”抑制了旋翼尾迹的发展,提高了旋翼整个方位角区域的升力系数,而不仅限于机翼上方方位角区域。 “地面效应”作用强于“喷泉效应”作用,使旋翼相对于孤立旋翼拉力系数略微增大了5.26%,但同时整个倾转旋翼飞行器的总的向上的力只有孤立旋翼拉力的82.46%。结论表明预处理方法和预处理远场边界条件能够较好地模拟倾转旋翼飞行器悬停状态的干扰流场,兼顾了数值计算的耗散性和稳定性。气动干扰对倾转旋翼飞行器整体气动性能有重大影响。 相似文献
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采用基于非结构网格的滑移网格技术对无轴涵道旋翼与传统涵道旋翼的气动特性进行了非定常Euler方程数值模拟。分别考察了无轴涵道旋翼与传统涵道旋翼气动特性差异,中心孔径、涵道扩散角、涵道翼型对无轴涵道旋翼气动特性的影响。涵道扩散角变化范围为-6°~10°,涵道翼型选择NACA66、NACA0018及NACA4415三种翼型进行研究。研究发现:涵道翼型类型对无轴涵道旋翼的拉力分配影响较大,对称翼型能减弱旋翼上方低压涡从而涵道能产生更大的拉力;无轴涵道旋翼比传统涵道旋翼具有更优的拉力性能,转速为18 000 r/min时其总拉力是后者的1.185倍;减小无轴涵道旋翼的中心孔径能提高总拉力值,但整体耗能也将随之提高;涵道拉力占比越高的翼型,其最佳涵道扩散角越大,该状态下涵道拉力占比最高。 相似文献
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内外流耦合效应对分布式涵道风扇的气动性能有显著影响.为了进一步揭示分布式涵道风扇部件在爬升、巡航过程中内外流耦合效应对气动性能和流动机理的影响规律,通过三维RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)数值、试验方法对该问题进行详细探讨.结果 表明:不同飞行状态中转子叶片和唇口壁面对风扇推力... 相似文献
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涵道螺旋桨与孤立螺旋桨气动特性的 数值模拟对比 总被引:8,自引:7,他引:1
基于非结构动态嵌套网格方法,对涵道螺旋桨与孤立螺旋桨的气动特性进行了非定常Euler方程数值模拟对比研究和分析.将计算区域分成旋转区与静止区两个子域,生成相互重叠的嵌套网格,有效地解决了螺旋桨与涵道以及静止部分桨毂之间的相对旋转问题.计算结果与实验结果相一致,验证了计算方法的正确性.涵道入口前缘形成的负压区是产生涵道附加拉力的原因所在.对比计算结果表明:与孤立螺旋桨相比,涵道的存在改善了螺旋桨桨尖区域的绕流特性,减小了桨尖损失;相同转速情况下,涵道螺旋桨产生更大的拉力,而所需功率略小,涵道螺旋桨系统具有更高的气动效率. 相似文献
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采用基于非结构网格的滑移网格技术,对悬停状态下涵道螺旋桨流场进行了非定常Euler方程数值模拟,分别考查了桨尖间隙和双桨间距对涵道螺旋桨气动性能的影响.桨尖间隙比的变化范围取为0~1.37%,双桨间距变化范围取为0.25~0.65倍的桨叶半径.研究发现:随着桨尖间隙增大,涵道螺旋桨拉力降低,功率载荷减小;桨尖间隙比存在一个临界值,约为1.10%,在该值附近,桨尖泄漏涡显著增强,引起涵道和螺旋桨的拉力分配关系剧烈变化,涵道拉力占总拉力的比值下降10.27%,系统气动性能迅速恶化;大间隙下桨尖泄漏流表现出较强的非定常现象.增大双桨间距可以提高共轴双桨涵道的气动效率,但是因为涵道对螺旋桨滑流的改善作用,这种影响并不显著,气动力的相对变化量在3%以内. 相似文献
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