高速直升机涵道风扇矢量推进系统模型悬停状态的气动力测量研究

为了提高直升机的飞行速度,出现了用涵道风扇矢量推力系统取代常规的尾桨和尾翼的复合式高速直升机.然而,涵道风扇矢量推进系统各部件间相互作用很复杂,从理论上确定涵道风扇矢量推进系统的气动特性尚有相当难度,为了研究涵道风扇矢量推进系统气动特性,利用涵道风扇矢量推进系统试验模型,通过试验实测该系统在轴流状态的气动力及舵面偏角和设计参数对系统气动力的影响,得到了一些涵道风扇矢量推进系统所特有的气动现象,其结果可作为理论建模的依据.     

分布式电推进系统中涵道风扇耦合效应的试验与数值研究

基于分布式电驱动涵道风扇推进系统在气动性能、推进效率和鲁棒性方面具有极大应用潜力,系统中复杂的耦合效应缺乏深入研究和理解。本文应用试验与数值模拟相结合的方式研究了某分布式涵道风扇系统中推进器之间的耦合效应,分析了推进器之间耦合干涉作用的规律与机理,为推动分布式电驱动涵道风扇的飞行器工程应用提供理论基础。研究结果表明：相较于风扇的孤立型布局,分布式布局风扇进口存在速度畸变影响涵道风扇性能,导致推力降低4%;分布式布局中风扇之间的耦合效应等效于风扇两侧存在虚拟且无黏的壁面结构,该虚拟壁面结构会诱发风扇两侧的两对流向涡;机翼-风扇之间的耦合效应表现为机翼的有黏壁面结构,会诱发风扇唇口上方的流动分离以及近机翼侧的一对流向涡;在分布式布局中涵道风扇出现转速下降或失效时,仅会对邻近风扇的性能造成影响,由于边缘风扇失效只有一个邻近风扇摄取失效风扇上游的流量,而中间风扇失效有两个邻近风扇用于摄取流量,边缘风扇失效对流动的影响高于中间风扇。     

涡轮电推进系统建模及控制规律设计

为了研究涡轮电推进系统的工作特性及控制规律设计方法，建立了涡轮电推进系统总体性能仿真模型。基于部件法建立了涵道风扇性能计算模型；基于电机效率图建立了发电机及电动机性能计算模型；基于面向对象的建模方法建立了电推进模块计算模型。将建立的电推进模块计算模型加入涡扇发动机部件级仿真模型中，构建了涡轮电推进系统的共同工作方程组，即其性能仿真模型。采用逆算法研究了不同几何参数控制规律下，涵道风扇推力调节时推进系统的工作特性。通过在性能仿真模型中添加推力平衡方程，并结合差分进化算法构建涡轮电推进系统优化模型，形成了涡轮电推进系统控制规律优化设计方法，应用此方法计算了推进系统节流过程控制规律和性能参数。计算结果表明：本模型设计点性能计算结果与国外发动机性能计算软件计算结果最大偏差仅为0.22%，验证了建模方法的有效性；当涵道风扇推力改变时，可能导致涡扇发动机出现超温、超转和喘振等问题，通过联合调节尾喷管喉部面积和涵道引射器面积，可以有效改善这些问题；设计出的节流过程控制规律可以保证不超温、不超转，具有足够的喘振裕度，且在节流过程中还能进一步降低耗油率；该控制规律还具有连续、单调的特点，利于工程实现。     

分布式涵道风扇喷流对后置机翼的气动性能影响

以分布式电推进（DEP）垂直起降（VTOL）无人机（UAVs）为研究背景,采用基于混合网格技术及k-ω SST湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes （RANS）方程的多重参考系（MRF）/动量源方法（MSM）,对分布式涵道风扇-机翼构型的喷流气动特性进行了高精度准定常的数值模拟。通过对涵道单元/涵道-机翼的实验验证了零来流条件下数值计算方法的可靠性和高效性,进而对分布式涵道风扇-机翼构型的气动优势进行了分析讨论,最后对分布式涵道风扇的转速、间距、涵道风扇旋转方向等因素进行了数值模拟。研究表明：相比于单个涵道风扇,分布式涵道风扇通过喷流的耦合作用大大提升了机翼的气动特性;分布式涵道风扇不同转速的喷流对截面翼型的压力分布和周围流场的速度分布影响具有一定的相似性,但具体数值随转速变化;分布式涵道风扇间距的增大会改善涵道风扇单元的拉力特性,机翼的气动特性会随之降低;涵道风扇合理的旋转方向不仅会使得下翼面喷流区域的高压过渡更加平缓,静压数值更加连续,而且内侧涵道风扇也会被外侧喷流所激励,对机翼的升力特性产生更好的诱导效果。     

涵道风扇电推进系统关键应用技术探讨

涵道风扇可作为分布式电推进航空器的动力装置,具有良好的发展潜力,现阶段在涵道风扇电推进系统设计和集成应用方面面临一些技术问题。对涵道风扇电推进系统的发展现状及应用前景进行综述,以分布式电推进航空器为背景分析对涵道风扇电推进系统的技术需求,重点探讨了涵道风扇气动设计、涵道风扇与航空器翼身融合设计、电机和涵道风扇结构一体化设计、强迫风冷散热、电磁兼容设计、复杂结构精密制造等关键技术及解决途径,为涵道风扇电推进系统开发和集成应用提供参考。     

翼上螺旋桨构型耦合气动特性及翼型优化设计

针对半环形式翼上螺旋桨构型,研究了螺旋桨-机翼耦合流场特性,并以短距起降（STOL）状态最优升阻特性为目标对机翼翼型进行全局优化。首先,针对螺旋桨-气动面耦合构型,通过动量源法与真实桨叶模型CFD的计算对比,分析动量源法用于该构型设计分析的可行性。其次,为得到有利于桨-翼耦合特征的新翼型,建立了翼上螺旋桨构型自由型面变形（FFD）参数化模型,采用遗传算法对翼上螺旋桨构型机翼翼型进行全局寻优设计,分析了优化翼型参数及流场变化规律。最后,将优化翼型用于三维半环形机翼,分析其流场特性与二维计算结果的异同,验证二维翼型优化的有效性。结果表明：真实桨叶多重参考系（MRF）方法不能准确计算翼上螺旋桨构型下的流场结构,而动量源法计算结果与真实桨叶滑移网格非定常方法较为吻合;采用二维动量源CFD方法进行翼型的遗传算法优化是有效的,受半涵道的保护,二维优化翼型的优势在三维构型中得到了有效继承;翼上螺旋桨构型的翼型优化应当着重关注翼面曲率变化,在本文计算状态下,通过增加桨盘附近翼面曲率、保持附着流动来加强Coanda效应,有效实现了气动增升,优化后机翼升力提高了22.51%,显著减弱桨盘后高压区并产生二次吸力峰值,同时保持了机翼负阻力特性。     

介电弹性薄膜翼型的增升效应机理

蝙蝠在低雷诺数飞行状态能够通过膜翼的主动变形使其获得高机动性和飞行效率。这种翼型主动变形的仿生特性为智能飞行器气动与控制设计提供了新的思路。本文将介电弹性高聚合物材料直接应用到了翼型的设计中,利用介电弹性体电致变形的特点提出了具有主动控制功能的介电弹性薄膜翼型。针对电活性材料结构的力学特性,引入热力学理论框架,描述力-电耦合效应。采用CFD/CSD耦合技术建立基于介电弹性聚合物材料的气动-结构-电磁耦合动力学模型,并对所提方法进行验证。研究结果表明,介电弹性薄膜翼型在攻角为14°时相对刚性翼型增升12.33%,且翼型弯度变形与振动效应对增升的贡献比为3∶2;当外加电压使得流场频率与振动频率在前两阶频率相同,且二阶主频率不小于刚性翼型流场二阶主频时,介电弹性薄膜翼型的增升效应高于10%。所提方法与研究结论为研发智能飞行器的气动分析与控制设计提供了重要的技术支撑。     

共轴反桨涵道式推进单元地面效应气动性能

为了研究共轴反桨涵道式推进单元近地面悬停时的气动特性,通过气动性能测试分别研究了转速、桨盘间距和离地距离对推进单元的气动影响。同时,通过CFD数值仿真分析了其速度场和压力场分布,分析了共轴反桨涵道式推进单元地面效应的流场特性。结果表明,当涵道扩散口到地面的距离小于两倍桨盘半径时,地面效应开始起作用;当离地距离小于一倍桨盘半径时,地效非常显著,品质因子(FM)最高提升了约30%。随着离地距离的减小,涵道拉力随之降低,这是由于入流速度的降低导致涵道唇口处的压力峰值下降。桨盘间距对地面效应影响不大。涵道以及螺旋桨的拉力、反扭矩与螺旋桨转速的平方近似成正比。      

基于面元法的分布式涵道推进系统进气道优化设计

分布式涵道推进系统被认为是一种高效率的动力布局形式,其中进气道如何使气流低损失地快速过渡到数个圆形截面的涵道风扇进口是一个亟需探索的设计问题。以分布式涵道推进系统进气道过渡段为研究对象,基于面元计算方法,发展了一种进气道内流动的快速数值预测手段。应用所发展面元法数值方法结合进气道的超椭圆参数化方法、自适应优化算法建立了分布式涵道推进系统进气道的无经验优化设计方法。以某型悬停状态的分布式涵道推进垂直起降飞行器为例,使用该设计方法实现了从无圆滑过渡的简单初始几何到气动指标符合优化预期的光顺几何的优化设计。基于RANS的三维数值分析表明：所优化设计的进气道相比于初始几何总压畸变系数(DC)从0.0086降低到0.0067,低于基于经验设计的参考几何（DC=0.0073）,且流场无明显分离及旋涡,确认了这种具有高时间效率的无经验设计方法的有效性。     

不同分布式螺旋桨转向组合下的机翼滑流效应研究

目前航空喷气式发动机仍为运输类飞行器的主要动力且仍在不断进步,但关于未来航空运输的分布式螺旋桨推进、分布式涵道推进等各类电推进概念研究早已开始,并将成为未来运输类航空飞行器的核心竞争力。文中首先采用等效盘方法对单独螺旋桨进行算例验证,计算得到的拉力、扭矩与试验结果吻合较好,且与非定常时间平均的滑流速度分布相近;然后,基于雷诺平均N-S方程,结合SA湍流模型,运用无厚度圆盘代替真实分布式螺旋桨,完成四种分布式螺旋桨旋转组合下的机翼滑流效应研究;最后,对单个螺旋桨正反转情况下的滑流效应进行研究,特别是单个螺旋桨滑流对机翼升阻力增量影响情况。分析结果表明:四种分布式螺旋桨转向组合下的滑流效应均引起机翼升阻力增大;机翼升力与其上下表面吸力峰数量关系密切,而分布式螺旋桨的转向组合直接决定了机翼吸力峰数量,特别是翼尖螺旋桨转向;相邻桨叶转向相反时,其转轴中间位置桨叶均处于上行或下行状态,使得转轴中间区域机翼前缘吸力相对转向同向状态有所加强或减弱;翼尖螺旋桨逆翼尖涡方向旋转具有增升减阻效果,反之则增阻减升。     

涡轮电力分布式推进设计参数优化选择分析

为研究涡轮电力分布式推进系统（Turbo-electric Distributed Propulsion system简称TeDP）设计参数的选择，基于部件法对整个TeDP系统建立设计点性能计算模型，推导了TeDP的有效功在涡轴尾喷管和风扇系统间的最佳分配关系。在此基础上，以ECO-150-300客机作为应用对象，采用差分进化算法，以设计巡航点的耗油率作为优化目标，对TeDP的循环参数进行优化选择；然后对优化后的循环参数进行分析，并将优化结果与大涵道比涡扇发动机作对比。结果表明，优化后的巡航耗油率比原系统下降了7.68%；存在最佳风扇设计压比使风扇涵道效率最高，最佳设计压比与涵道的总压损失有关；TeDP系统的耗油率对电部件传输效率、自由涡轮效率和风扇绝热效率最为敏感，当效率分别降低1.0%时，耗油率分别上升1.0%,0.94%和0.85%；与涵道比为20的齿轮传动涡扇发动机相比，当电部件传输效率大于0.95时，TeDP才显现经济优势，当电部件传输效率接近1时，TeDP耗油率下降了5.40%。     

分布式涵道风扇对BWB无人机气动特性的影响研究

由于分布式推进翼身融合（BWB）无人机综合性能显著，是未来航空领域飞行器发展的趋势，因此分析分布式BWB布局无人机的气动特性对于进行分布式BWB布局设计有着重大的基础意义。本文运用计算流体力学（CFD）数值模拟计算，利用混合网格技术和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的方法，研究了有/无动力、涵道展向位置以及涵道间距等参数对全机在巡航状态下的气动影响。研究表明，在相同工况下，有分布式动力能够提升全机的气动特性，且外翼段是提供升力的主要方式；涵道风扇合理的间距能产生更好的诱导增升效果，表现为在小迎角下，全机升力系数随涵道间距的增加先增大而后几乎保持不变；在大迎角下，随着涵道间距的增加，全机升力系数逐渐提升，其最大增量为9.3%。以上对此类飞行器的研究分析对分布式推进BWB无人机气动布局设计具有一定的参考价值。     

电推进涵道风扇气动快速求解方法及性能分析研究

随着绿色航空发展,为了能在设计阶段快速获得涵道风扇气动性能参数和非定常流场特征,有必要开发一种高效的数值求解方法。基于小型电推进风扇内流弱可压和尾迹耗散特性,本文将转子和涵道的面元与尾迹涡粒子耦合,使用面元法求解固壁流场,使用涡量输运方程求解远场尾迹传播特征,克服了有限体积法尾迹耗散快的问题。研究表明,本文发展的面元-涡粒子耦合方法对涵道风扇叶表压力与有限体积法趋势一致,整体推力误差为7.83%,能满足工程快速预测需求。本文发展的高效非定常计算方法的尾迹计算数值耗散低,能揭示更为复杂的非定常流动现象,仿真结果显示风扇涵道对尾迹发展有明显约束,而当尾迹传播至外部时,涡量呈现出明显的收缩和对称分布特征。在计算效率方面,本文发展的耦合方法非定常计算效率高,计算相同非定常时间步耗时仅为有限体积法的1/6,具有潜在的涵道动力非定常设计应用价值。     

涵道式垂直起降固定翼无人机过渡走廊研究

过渡走廊的准确描述对垂直起降固定翼无人机飞行过程具有重要意义。为研究垂直起降固定翼无人机的过渡飞行过程,扩大过渡飞行走廊包线,建立此类无人机的过渡走廊模型,从飞行力学角度基于机翼最大升力系数和系统可用功率对动力增升系统偏角—速度包线进行研究,分析无人机气动参数和功率参数对动力增升系统偏角—速度包线的影响;根据过渡走廊模型分析提出通过气动参数和功率参数扩大过渡走廊的方法;通过案例计算,求得过渡飞行走廊。结果表明:本文所建立的偏角—速度包线能够很好地描述此类垂直起降固定翼无人机的过渡飞行走廊,可用功率增加10%可以使过渡走廊扩大21.43%,而气动参数增加10%只能使过渡走廊扩大2.33%。     

涵道螺旋桨式反扭矩系统气动特性工程计算方法研究

分别采用涡流理论、面元-薄翼型和源-汇模型的组合建模方法建立了包括螺旋桨、涵道体和中心体模型在内的反扭矩系统气动特性分析程序,并分别以BeU X-22涵道螺旋桨及Doak涵道螺旋桨系统为算例,计算和分析了轴流和斜流情况下、在不同前进比时,涵道螺旋桨系统的气动特性,并得到了涵道体内外表面压力分布规律.     

带变向环涵道风扇矢量推进系统气动特性分析

针对带变向环涵道风扇矢量推进（VTDP）系统,使用FLUENT结合动量源方法对其流场和气动特性进行分析,研究了该系统各偏转部件在不同偏转角度组合状态下对系统气动特性的影响。计算结果表明变向环可以有效地将涵道风扇产生的部分拉力转变为侧向力,同时还可以提高风扇产生的拉力;但偏转量过大会加快系统迎风阻力的增大。     

临近空间太阳能无人机增升减阻技术综述

临近空间太阳能无人机是介于航空器与航天器之间的特殊飞行器。受太阳能电池的光电转换效率和储能电池能量密度的约束,提升临近空间太阳能无人机气动效率和螺旋桨推进效率是保证该类型无人机平台任务执行能力、具备永久飞行能力的重要技术途径。然而低雷诺数效应给全机增升减阻技术攻关和节能降耗的设计目标带来了严重困难和挑战。针对这一问题,本文从翼型设计、气动布局设计、螺旋桨/机翼气动耦合设计、流动控制技术、螺旋桨增效设计5个方面调研了临近空间太阳能无人机增升减阻技术的研究现状,梳理了现有增升减阻措施的技术路线,分析了不同增升减阻方法的优势与不足,最后针对临近空间太阳能无人机增升减阻技术的发展趋势给出了建议。     

基于非定常面元/黏性涡粒子法的低雷诺数滑流气动干扰

针对太阳能无人机螺旋桨滑流与机翼的气动干扰,考虑了低雷诺数流动下气体黏性和压缩性影响,并根据黎曼边界条件和涡量等效原则建立了能够快速计算分析螺旋桨-机翼气动干扰的非定常面元/黏性涡粒子的混合方法。首先使用有试验数据的风洞模型以及数值模拟技术对混合方法进行验证,在此基础上研究了不同安装位置与工况下螺旋桨与机翼的气动干扰。结果表明:螺旋桨对轴向气流的加速以及滑流诱导的上洗和下洗效应使机翼气动力呈现出增升增阻的现象,机翼升阻比有所下降。较大的弦向间距以及较高的垂直安装位置在减缓机翼升阻比下降的同时也使得螺旋桨拉力有所减小。对于多个螺旋桨的气动干扰,不同的桨叶旋转方向导致机翼气动力不同的变化规律,当旋转方向与机翼翼尖涡反向时,螺旋桨滑流能够抑制翼尖涡的强度,提高机翼气动效率。     

高速对转涵道风扇双驱动电机的热特性

提出一种适用于高速巡航的对转涵道风扇的双电机驱动架构,采用对转风扇-风扇-电机-电机（FFMM）的布局设计。在该驱动架构中,前后级驱动电机根据气动需求具有不同的功率和尺寸。FFMM布局的双电机驱动架构整体安装在涵道中心体内,有利于提高对转涵道风扇的气动性能,然而同一腔体内的双电机间存在热耦合和绕组间空腔的积温现象,难以判断风扇运行过程的电机温升情况和基于对转风扇气流的冷却效果。分析了所提FFMM布局的双电机驱动架构在不同工况下的电机损耗分布特性;探究了电机间热耦合对前后电机温升的影响,并对电机间积温空腔热网络模型进行优化;为平衡中心体内前后电机的温度分布,减少中心体结构轴向长度,采用环状导热片结构调节双电机间的热耦合程度,有效提高电机间积温空腔的散热性能并优化前后电机的温升分布。基于高速对转涵道风扇搭建实验平台并完成电磁与温升实验。实验结果与仿真结果一致,表明直接风冷条件下FFMM布局高速对转涵道风扇有着较强的散热能力,并且环状导热片对FFMM布局的中心体内部温度的分布有着更好的冷却效果。     

喷流流动控制增升效应数值模拟

飞机的增升系统是影响其起降性的重要因素,为了研究飞机下表面喷流流动控制增升效应,采用数值模拟方法与结构网格求解不可压Navier-Stokes方程,对NACA0012翼型和机翼进行研究。通过改变喷气口的参数来研究其对翼型和机翼气动特性的影响。对于翼型,主要研究喷气口速度和位置对翼型气动特性的影响;对于机翼,主要研究喷气口区域沿展向分布和喷气速度对机翼气动特性和能量利用率的影响。计算结果表明:采用喷气控制可以获得较好的气动特性,增升效果也比较明显,控制效果和上述几个参数均有一定关系。本次研究为机翼喷气口设计以及机翼局部喷气控制展向分布的选取提供了依据。