悬停状态旋翼间干扰对四旋翼升力影响分析

四旋翼无人机旋翼间干扰对旋翼升力产生较大影响。建立考虑旋翼直径、弦长、变桨距、转速等因素的适用于四旋翼飞行器的等效盘模型。对该模型添加动量源,在Fluent中计算孤立单旋翼悬停状态下不同转速的旋翼升力,并与实验数据进行对比,验证等效盘模型的有效性。使用上述方法,计算和分析悬停状态时不同旋翼间距下旋翼间的相互干扰对四旋翼升力的影响。结果表明:相同转速下,旋翼间距越小,旋翼间干扰越强烈,升力损失越大。     

复合式垂直起降固定翼无人机旋翼和机翼的干扰分析

复合式垂直起降固定翼无人机是一种兼具多旋翼无人机和固定翼无人机性能的复合式无人机,其创新之处在于阐明了旋翼安装位置对无人机整体性能的影响。针对该类无人机旋翼与机翼之间的相互气动作用比较复杂的问题,本文采用实验和流体仿真两种方法对其气动特性进行分析,初步确定了旋翼的安装方式,并结合无人机的平飞状态进一步确定了旋翼的安装距离。实验及数值模拟结果表明,无人机的旋翼安装在机翼下方比安装在机翼上方效率要高,且旋翼与机翼之间的安装距离对旋翼的升力和无人机的平飞续航性能都有一定影响。     

中等展弦比飞翼无人机静气动弹性研究

飞翼布局是无人机的重要发展方向之一,弹性变形对飞翼类无人机的气动特性有着重要的影响。文中针对某中等展弦比飞翼布局无人机,采用耦合流体控制方程和结构动力学方程(CFD/CSD)的静气弹松耦合计算方法,分析弹性变形对无人机气动特性的影响。分析结果表明,弹性变形使得飞机的升力系数降低,俯仰力矩产生了一个抬头增量,同时,全机气动焦点前移,降低了飞机的静稳定裕度。马赫数越大,高度越低,弹性变形对气动特性的影响越大。该研究结果对该类无人机的设计有一定的参考价值。     

四旋翼无人机流场及气动干扰数值模拟研究

主要研究了一般的四旋翼无人机在悬停和前飞状态下的流场数值模拟方法和前飞状态下的气动干扰。以普通"十"字构型布局的四旋翼无人机为例,建立了基于CFD的网格分区、旋转网格和雷诺时均方程等高精度算法的流场数值模拟方法,并进行了试验验证。以此为基础,进一步对四旋翼无人机在不同前飞状态下的气动干扰进行数值模拟,以加深理解四旋翼飞行器的空气动力学特性,可为其总体气动布局设计和飞控设计提供气动力变化规律支持。     

弹性飞行器大机动飞行气动特性分析

针对两种不同气动布局的前、后掠翼无人机,采用CFD/CSD松耦合方法,对弹性飞行器承受过载为10和20情况下的气动特性与刚性飞行器进行了对比分析。计算结果表明,与刚性飞行器假设情况相比,考虑过载作用下的弹性前掠翼飞机升力减小、阻力减小;而弹性后掠翼飞机的升力增大、阻力增大;两种气动布局的弹性飞行器与刚性情况相比,升阻比都略微增大,而且俯仰力矩系数明显增大。这对于飞行器纵向气动操纵特性会产生较大影响,同时也说明在大机动飞行过程中计入飞行器的弹性变形是非常必要的。     

垂直起降固定翼无人机的翼尖垂尾设计分析

垂直起降固定翼无人机兼具固定翼飞机速度快、航程远和多旋翼无人机垂直起降、可悬停作业的优点,研究其翼尖垂尾对整机气动特性的影响具有重要意义。垂直起降固定翼无人机采用翼尖下垂尾的设计可以在充当垂尾使用的同时兼具翼尖小翼和起落架的作用。对比下垂尾、上垂尾、翼梢端板和常规布局四种翼尖设计,采用LBM-LES算法、壁面自适应局部涡粘大涡模拟湍流模型对四种设计的气动特性进行仿真模拟分析。结果表明:翼尖下垂尾在平飞状态时比其他三种设计气动效率更高,在垂直起降或悬停状态时,抗侧风稳定性更好。     

倾转四旋翼飞行器垂直飞行状态气动特性

综合采用基于滑移网格技术的计算流体力学(CFD)方法与悬停状态气动干扰试验方法,对倾转四旋翼(QTR)飞行器垂直飞行状态的流场进行模拟与试验,研究飞行器垂直飞行状态气动特性以及部分参数对气动特性的影响.结果表明:倾转四旋翼飞行器在垂直飞行状态,前后旋翼之间干扰不明显,但旋翼与机翼的干扰明显;旋翼旋向对旋翼与机翼的干扰不...     

复合升力体飞行器飞行特性模型试飞研究

为了解复合升力体飞行器的飞行特性,以及不同升力面之间的气动干扰特性,在小型模型飞机的基础上研制了复合升力体飞行器验证机,并开展了一系列的试飞研究.试飞结果表明,飞行器旋翼模式和固定翼模式之间的过渡飞行完全可控,过程平稳,旋翼与固定翼升力面之间无不利干扰.     

共轴双旋翼及孤立旋翼自转气动特性试验研究

为了研究旋翼自转状态下的气动特性,开展了孤立旋翼及共轴双旋翼自转气动特性试验研究。该试验设计了上/下旋翼具有不同安装形式的试验装置,可测得上、下旋翼及孤立旋翼的转速及其产生的气动力和力矩。通过风洞试验研究了共轴双旋翼以及孤立旋翼在自转状态下的气动特性,明确了旋翼转速及升力与影响参数之间的变化关系,对比分析了双旋翼上/下旋翼的相互干扰强度以及三片桨叶和两片桨叶的孤立自转旋翼气动特性,阐述了桨叶片数对旋翼稳定自转特性的影响,提出了提高直升机自转下降安全性的方法。     

倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究

对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究.其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型.对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰.最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性.     

超微型高速空气轴承的动态特性

对微型转子（半径为1985mm）动态特性进行了数值模拟和实验研究。在数值模拟中,利用ANSYS对空气轴承 微转子系统进行了双向瞬态流固耦合研究;模拟了启动阶段转子在空气轴承调节下的运动过程。结果表明:转子的动态过程为一运动幅度逐渐减小的振荡过程,最后将稳定于某一平衡位置;在轴承供压越大时,转子运动幅度越大,且达到稳定所需时间更长。计算结果发现了轴承间隙宽度与轴承流量的正相关关系。在对应实验中,实验结果与模拟结果很好的相符。由数值模拟和实验研究,说明了在较大止推轴承供压下由于转子轴向运动幅度大,有更大发生碰撞的风险;而在70927Pa的供压下进行启动则更为合适。      

共轴刚性旋翼悬停状态地面效应气动特性

为了研究地面效应下共轴刚性旋翼的气动特性,建立了一套基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法,采用运动嵌套网格模拟双旋翼的反转运动。地面采用无滑移边界条件,并对旋翼和地面附近的网格进行加密,以更好地捕捉旋翼的流场细节和尾迹特征。计算结果与Lynx尾桨试验结果进行对比,验证了所建立方法的有效性。对地面效应下共轴刚性旋翼的气动性能和流场进行分析,结果发现：相对于单独的上下旋翼而言,共轴旋翼地面效应下的拉力增益更大,这是由于上下旋翼桨叶表面的压强干扰受地面高压的影响而减弱;地面的干扰主要影响双旋翼尾迹的径向位置,对其轴向位置影响不大,上下旋翼尾迹在地面附近相互融合、分裂,形成复杂的桨尖涡尾迹;双旋翼在地效下的尾迹径向扩张半径比单旋翼大,这是由于双旋翼的径向射流速度更大;随着旋翼距地面高度的增加,双旋翼间的气动干扰强度逐渐恢复,因此下旋翼拉力增益的下降速度比上旋翼更大;共轴旋翼桨尖涡相对卷起高度和扩张半径均随离地高度增加而减小。     

悬停状态共轴双旋翼桨叶扭转气动特性

针对桨叶气动性能的提高,建立了一套基于悬停状态的共轴双旋翼桨叶扭转设计方法.在该方法中,设定单旋翼桨叶扭转几何安装角,通过仿真验证,合理的桨叶扭转,可提高旋翼性能7.0%;根据桨尖涡对桨叶的影响,以及共轴双旋翼气动特性,分别对桨尖几何安装角及上下旋翼几何安装角进行修正,实现悬停状态共轴双旋翼桨叶扭转设计.最后,对所设计的共轴双旋翼进行模拟仿真,结果表明该扭转翼较未经扭转的矩形翼升力提高了10.3%.      

转子叶片加工误差对1.5级跨声速压气机气动性能的影响

压气机叶片加工误差不可避免,将在一定程度上影响压气机的气动性能.为研究叶片加工误差对跨声速压气机气动性能的影响,以燃气轮机进口1.5级跨声速压气机为对象,通过三坐标测量跨声速转子叶片叶型数据,获得了加工误差分布特征;针对实测转子叶片,采用三维CFD数值模拟方法,研究了轮廓度、位置度和扭转角综合误差对压气机转子和级特性线...     

全转速系数矩阵降维重构的燃机不平衡量逆推方法

整机动平衡可大幅提高燃气涡轮发动机动平衡效率，但由于全转速范围内整机系统动力特性复杂，且结构的特殊性仅能够在机匣外表面测振，传统动平衡方法难以实现整机动平衡。为此，考虑全转速区间整机系统结构振动特性及分布式不平衡量的影响，通过仿真或试验获得全转速范围内各测点振动响应与各叶盘不平衡量间的响应系数矩阵，建立等效不平衡量逆推方程组。依据不平衡位置-转速-测点振动间的敏感性关系对全转速系数矩阵进行降维重构，获得优选配平位置、测点及转速的重构方程组，求得转子配平位置的等效不平衡量。典型双转子燃气涡轮发动机整机系统数值仿真结果验证了该方法的有效性。研究结果对实现燃气涡轮发动机整机动平衡具有一定的参考应用价值。     

交交自控同步电动机的低速工作特性及其改进

 本文在分析交交型自控同步电动机低速借电源电压实现电机换相的基础上,提出了进一步提高电机过载能力和扩大低速工作转速范围的原理和方案。经计算机仿真和实验验证,证明了原理的正确性,为进一步开发此型电机低速工作领域打下了良好的基础。     

新型旋翼推进式无人飞艇气动特性研究

为了解新型旋翼推进式无人飞艇推进旋翼与气囊之间的气动作用,通过流体仿真、采用SIMPLE算法和Spalart-Allmaras湍流模型对两种旋翼安装方案的气动特性进行了模拟分析,并初步确定了旋翼安装方式及结构。数值模拟结果表明,推进式安装方式推进效率远比拉进式安装方式要高,旋翼与气囊之间的距离对推进效率有一定的影响。     

间隙高度对某涡轮叶尖间隙泄漏流影响的研究

利用三维湍流数值模拟方法模拟某跨声速高压涡轮流场,研究了转子叶尖间隙高度对涡轮转子间隙泄漏流动的影响,详细描述了间隙流动结构随间隙高度的变化情况。研究结果表明:随着间隙高度的增加,间隙泄漏流流量线性增加,并导致转子叶尖附近流体偏转角度减小。间隙高度每增加1%相对叶高,间隙泄漏流量占总流量的比例约增加2.1%。间隙高度变化对间隙内部流动的影响明显:当间隙比较小时,随着间隙高度的增加,分离泡的大小迅速增加,回流区域减小。随着间隙高度的增加,间隙泄漏涡尺度迅速增加,同时由于泄漏流中高速流体流量增加,通道涡远离叶片吸力面并向靠近机匣的方向移动,泄漏涡也向远离吸力面方向运动。     

叶尖间隙高度对某高压涡轮级损失分布的影响

利用三维湍流数值模拟方法模拟某一级跨声速高压涡轮流场,研究转子叶片叶尖间隙高度对涡轮性能及二次流动损失分布的影响.研究结果表明:转子叶尖间隙高度对涡轮性能影响明显,随着间隙高度的增加涡轮效率明显降低,但效率的降低速度与间隙高度并非简单线性关系,间隙高度增加1%相对叶高,涡轮性能最快下降1.8%.分析表明:涡轮转子间隙高度变化主要影响转子叶栅通道上部流动并对通道内的损失分布产生影响.其中损失最严重的区域为转子通道中部至叶片尾缘处;尾缘后的损失则对间隙的高度最敏感,随着间隙高度的增加,叶片尾缘后损失明显增加.