定常直升机空气动力学数值模拟

本文介绍了一个定常直升机空气动力学CFD软件系统概况,较详细地描述了控制方程、方程的离散、边界条件,以及求解技术。最后展示了该系统的收敛性。     

基于影响矩阵的故障诊断方法及其在航空航天领域的应用

提出了系统影响矩阵的概念,在此基础上提出了故障诊断的一种新方法--基于影响矩阵的诊断方法。该方法的核心是系统影响方程和系统测量方程。系统测量方程描述系统的输出（测量）特性;影响方程描述系统的各部件对各输出（测量）的影响特性。该方法能将测量信号的分析处理和故障的定位很好地结合起来。     

某型航空发动机起动调节器建模及起动特性研究

以流量连续方程和力平衡方程为基础,采用线性化方法,建立了航空发动机起动调节器各部件和系统的数学模型。仿真分析了系统中某些部件参数的改变对起动过程的影响,从而为系统的加工、维修、装配与性能调整提供了理论依据     

导弹运动方程的逆解析解

针对在采用反馈线性化理论设计导弹飞行控制系统时控制器算法对导弹逆模型的要求 ,推导了导弹运动方程的逆解析解 ,包括导弹质心运动的运动学方程及其动力学方程的逆解析解、姿态运动的运动学方程及其动力学方程的逆解析解 ,详细给出了逆模型的求解过程 ,为一类飞行控制系统运用全局线性化设计奠定了基础。最后 ,结合工程应用进行了仿真计算 ,仿真结果表明逆解析解的推导是正确的     

飞机空调系统中饱和水蒸气压的计算

提出了方便实用的饱和水蒸气压方程, 与空调系统计算中原来使用的方程相比, 新方程在计算工作量相当的情况下, 显着提高了计算准确度, 能在飞机空调系统可能的饱和温度范围内, 获得满意的计算结果。      

一种统一惯性导航方法

捷联式和平台式惯性导航系统的导航方程不同:同一惯性测量系统选取不同导航坐标系时,导航方程也不同;各类力学编排形式多样、结构复杂且输出结果具有局限性.针对这些问题,提出一种统一惯性导航方法.惯性导航试验结果表明,基于统一惯性导航方程与基于传统惯性导航方程解算的结果一致,验证了统一惯性导航方程的有效性.     

基于模糊奇偶方程的非线性系统传感器故障诊断

 给出了一种非线性系统传感器的故障诊断方法。该方法将T-S 模糊模型、全解耦奇偶方程和参数估计相结合,同时对非线性系统的多个传感器的故障进行检测、隔离与识别。设计出用于产生残差的线性系统全解耦奇偶方程,并给出了全解耦奇偶向量的存在条件,全解耦奇偶方程产生的残差仅对一个传感器故障敏感,而对系统状态、扰动输入和其它传感器输出解耦。引入T-S 模型将全解耦奇偶方程推广到非线性系统中得到了模糊奇偶方程。传感器的故障模型表示为刻度因子和偏差的形式,根据残差信息应用卡尔曼估计方法可识别出故障模型的参数。最后给出了某型号飞机控制系统传感器的故障诊断仿真实例。     

多转子系统振动分析的子结构耦合矩阵法

提出了一种用于多转子耦合系统振动分析的建模方法.将耦合的多转子系统在耦合处分开,把耦合力作为单转子系统上的外力,利用集总参数法和节点的自由振动微分方程通式建立单转子系统的振动方程.通过分析耦合部件作用在耦合节点上的力,得到了多转子系统耦合部件的耦合矩阵;利用耦合矩阵将单转子系统振动微分方程耦合在一起,建立了整个多转子系统的振动方程.通过分析多转子系统的振动方程,解出了多转子系统的固有频率、临界转速、幅频响应曲线、涡动轨迹等.通过两个算例,证实了多转子系统振动分析的子结构耦合矩阵法是可行的,计算结果是可靠的.      

模态密集柔性空间结构二阶内平衡降阶

 给出一种针对二阶线性系统方程直接进行降阶的二阶系统内平衡降阶方法。大型柔性空间结构动力学方程采用二阶线性微分方程描述,采用传统的一阶内平衡降阶方法降阶后的状态方程是一阶形式,破坏了原系统的二阶结构和物理意义。采用新方法降阶后的系统可以保持原系统二阶结构,同时可以进一步保持原系统的对称和正定特性。柔性空间结构系统级降阶的柔性模态方程通常为对角形式,针对这种特殊形式,系统可控和可观Gramian矩阵存在闭合解析解,给出了闭合解的具体表达形式。数值仿真结果表明,二阶内平衡降阶方法可以达到一阶内平衡方法一样的降阶精度,Gramian矩阵的闭合解析解可以大幅度提高Lyapunov方程求解速度。     

随机振动响应方差的直接算法

将动力学方程经过系统扩阶和模态变换构成李雅普诺夫方程,可直接求得大型有限元结构的平稳随机振动响应方差.用等效线性化方法处理杜芬系统后,求解李雅普诺夫方程可以得到一套高效高精度求解杜芬系统随机振动响应方差的方法.仿真对误差进行了估计,结果验证了方法的高效和精确性.      

基于动量源方法的涵道尾桨CFD分析

本文采用CFD方法分析了悬停状态下涵道尾桨的流场特性。该方法以动量源代替桨叶对流场的作用来分析涵道尾桨的气动特性。即通过编写UDF程序把动量源加入到N-S方程中,建立了一套适合于直升机涵道尾桨流场和气动特性的CFD数值模拟方法。然后利用所建立的数值模拟方法对某个涵道尾桨进行分析,并与试验结果进行对比以验证数值方法的有效性。     

应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法.在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方法生成.通过结合涵道尾桨的运动方式、几何特征及气动特征,建立一个包含动量源项的N-S方程的涵道尾桨流场计算方法和迭代流程;为较好地捕捉涵道壁附近存在的旋涡及分离现象,采用了一方程S-A湍流模型.通过对ONERA M6机翼的绕流特性的计算分析,以及对涵道尾桨在悬停状态下的拉力、诱导速度、载荷分布等的计算分析,验证了该CFD方法的有效性.在此基础上,采用该方法进行直升机悬停、侧飞和前飞状态下涵道尾桨流场与气动特性的数值分析,得到了关于涵道尾桨流场和气动特性的一些有意义的结论.     

基于非结构网格CFD技术的旋翼气动噪声计算方法研究

将基于非结构网格技术的旋翼流场CFD计算方法与基于FW-H和Kirchhoff方程的声学方法相结合,建立了一套既适合于直升机旋翼厚度、载荷和桨-涡干扰噪声,又适合于跨声速高速脉冲噪声的综合计算模型。为提高旋翼流场及桨叶表面气动载荷计算的精度,主控方程的求解采用了三维可压非定常的N-S方程,网格划分则使用非结构运动嵌套网格方法。在噪声计算中,通过FW-H方法计算旋翼的厚度噪声和载荷噪声,并选取能够包含流场非线性区域的旋转面作为Kirchhoff积分面,由Kirchhoff方法计算包含四极子项的高速脉冲噪声。应用该模型,以AH-1旋翼为算例,计算了不同飞行状态下的旋翼气动噪声,并与可得到的试验结果进行比较,验证了方法的有效性。然后,着重对两种声学方法对计算结果的影响进行了对比研究,并分析了旋翼厚度噪声、载荷噪声和四极子噪声的特性。     

Numerical simulation of flows around helicopters at DLR and ONERA

This paper presents an overview of recent activities in CFD research conducted within cooperations between DLR and ONERA for the simulation of helicopter arerodynamics. These activities are mainly illustrated by two topics in the framework of a previous 3-year bilateral cooperation on `Rotorcraft CFD code Development', the objective of which was the assessement, comparison and further improvement of the DLR and ONERA Euler/Navier–Stokes methods for the prediction of the flow around isolated helicopter rotors. The first topic is devoted to a comparison of two different grid strategies for time-accurate inviscid flow computations of multibladed rotors in forward flight from the solution of Euler equations: the moving grid approach by ONERA and the overlapping grid technique by DLR. The second topic is concerned with a comparison of respective Euler/Kirchhoff aeroacoustic methods for the prediction of High Speed Impulsive noise of rotors. For the assessment and improvement of Navier–Stokes methods for fuselage drag prediction, a comparison between DLR and ONERA Navier–Stokes solutions achieved within the prediction phase of the Brite/EuRam European project `HELIFUSE' is also presented. The paper is concluded by a summary of ongoing DLR and ONERA research activities in the framework of the new long-term project `CHANCE' (Complete Helicopter AdvaNced Computational Environment) for the development and assessment of common Franco-German CFD tools for the complete helicopter accounting for trim and dynamics.     

直升机旋翼桨-涡干扰状态非定常气弹载荷高精度预估

为准确计算直升机旋翼在复杂的桨-涡干扰(BVI)状态下的气弹载荷,在刚性旋翼计算流体力学方法中引入桨叶弹性变形的影响,建立了一套适合于弹性旋翼BVI状态气动特性分析的计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合方法.CFD模块对Reynolds averaged Navier-Stokes(RANS)/Euler方程进行求解,并采用双时间法推进和Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型.CSD模块采用中等变形梁假设的有限元模型,通过Newmark-Beta方法求解桨叶运动方程.通过代数变换方法进行桨叶网格变形,并建立一个适于流场/结构信息交换的CFD/CSD耦合方法.在分别验证CFD和CSD模块的有效性的基础上,开展UH-60A直升机旋翼的BVI 状态载荷分析,并与飞行测试数据进行了对比.计算结果表明:相比于旋翼综合分析中的升力线理论和刚性旋翼CFD方法,耦合的CFD/CSD方法可以更准确地预测BVI状态气弹载荷,并有效地模拟桨叶前行侧方位角和后行侧方位角附近的BVI现象,对BVI导致的升力波动幅值和相位的计算结果均与试验值吻合良好.      

涵道尾桨的CFD模拟与验证

采用CFD(计算流体力学)方法分析在悬停和侧飞时直升机涵道尾桨的流场与性能。在轴对称的圆柱坐标系中,用有限容积法和SIMPLE(压力耦合方程的半隐式法)算法求解定常不可压的湍流N-S方程。在分析中,旋转的螺桨被描绘成沿螺桨桨叶展向分布的、与本地流动参数相关的、时间平均的动量源项,通过在N-S方程中加入此动量源项来替代螺桨对流体的作用。计算方法还包括涵道壁的阶梯型近似,原始变量的交错网格,k-ε湍流模型和涵道壁上的壁面函数法等措施。涵道尾桨的流场分析和性能预测同实验测量数据的良好的一致性表明,这种CFD方法可以有效的分析涵道尾桨的具体设计问题。      

基于自由型曲面的贴体网格生成

本文建立了基于自由型曲面的曲面网格生成的数学模型,生成了曲面网格,把它作为三维Ｄｉｒｉｃｈｌｅｔ问题的边界条件,求解三维Ｐｏｉｓｓｏｎ方程,获得了满足数值模拟要求的三维贴体网格。采用上述方法,完成了基于自由型曲面的某直升机调座舱三维贴体网格的生成,结果令人满意。     

基于CFD/CSD耦合方法的旋翼气动弹性载荷计算分析

为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网格变形问题,采用基于代数变换方法的网格变形技术,桨叶运动变形量和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。旋翼流场分析方法中,主控方程采用耦合S-A湍流模型的Navier-Stokes方程,围绕旋翼流场的网格采用结构嵌套网格方法生成,无黏通量计算采用Roe格式,时间推进采用双时间法。旋翼结构分析中,考虑旋翼配平,基于Hamilton变分原理和20自由度Timoshenko梁模型求解弹性旋翼非线性运动方程。分别对CSD和CFD方法进行验证,在此基础上,计算了SA349/2旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动力、挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩,并与飞行测试数据进行了对比。计算表明:CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,精确捕捉桨叶表面压强峰值、激波位置等,表明本文发展的旋翼CFD/CSD耦合方法可以有效地运用到旋翼气动弹性载荷的预测分析中。     

Robust Navier-Stokes method for predicting unsteady flowfield and aerodynamic characteristics of helicopter rotor

A robust unsteady rotor flowfield solver CLORNS code is established to predict the complex unsteady aerodynamic characteristics of rotor flowfield. In order to handle the difficult problem about grid generation around rotor with complex aerodynamic shape in this CFD code,a parameterized grid generated method is established, and the moving-embedded grids are constructed by several proposed universal methods. In this work, the unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS) equations with Spalart-Allmaras are selected as the governing equations to predict the unsteady flowfield of helicopter rotor. The discretization of convective fluxes is accomplished by employing the second-order central difference scheme, third-order MUSCL-Roe scheme, and fifth-order WENO-Roe scheme. Aimed at simulating the unsteady aerodynamic characteristics of helicopter rotor, the dual-time scheme with implicit LU-SGS scheme is employed to accomplish the temporal discretization. In order to improve the computational efficiency of holecells and donor elements searching of the moving-embedded grid technology, the ‘‘disturbance diffraction method" and ‘‘minimum distance scheme of donor elements method" are established in this work. To improve the computational efficiency, Message Passing Interface(MPI) parallel method based on subdivision of grid, local preconditioning method and Full Approximation Storage(FAS) multi-grid method are combined in this code. By comparison of the numerical results simulated by CLORNS code with test data, it is illustrated that the present code could simulate the aerodynamic loads and aerodynamic noise characteristics of helicopter rotor accurately.