碟形升力体飞行器气动特性

碟形升力体飞行器采用了翼身融合的小展弦比气动布局.利用重心前移方式解决了横向稳定性问题,其效果在模型试飞实验中得到了验证.由于展弦比小而导致诱导阻力较大,为减小诱导阻力,在风洞中对一种后掠鱼鳍形小翼进行了吹风试验.模型安装翼尖小翼后,风洞测量其最大升阻比在30m/s风速下提高了70%.在试飞模型中验证了这种小翼不仅可以增大载重量而且增强了横向稳定性.为进一步了解碟形升力体飞行器的气动特性,利用数值方法对升力体流场进行了模拟研究.数值结果显示,由于展弦比小,升力体翼尖处诱导旋涡对升力体的气动特性影响较大.     

大速度桨毂振动载荷预计的影响因素

依据直升机大速度前飞状态的气动环境和桨叶运动,分析了非定常气动力模型、动态失速模型、诱导速度分布、桨叶弹性变形、桨毂力合成以及数值计算方法对旋翼振动载荷预计的影响.将Leishman和Beddoes气动模型、动态入流理论和桨叶挥舞运动综合计入载荷模型中,采用状态空间法对方程进行离散化处理,编制了相应的计算程序.计算结果表明采用不同的分析模型对旋翼振动载荷预计有较大影响,翼型失速是主要影响因素.     

冲压空气涡轮性能的局部改进升力线算法

将现代螺旋桨的改进升力线算法应用于空气涡轮性能计算，结合冲压空气涡轮结构特性对叶片模化作了局部改进，对一个冲压空气涡轮模型作了计算，与实验结果和改进升力线法的对比表明，局部改进后的叶片环量和诱导速度分布合理，计算精度和宽度有明显改善，与实验符合较好。     

轴流超跨音高载荷对转涡轮气动特性分析

对转涡轮可有效提高涡轮级效率、减轻涡轮重量、缩短涡轮轴向尺寸和减少涡轮零部件数目.分析了轴流式超跨音高载荷低压无导叶对转涡轮基本气动特性,推导了效率公式,阐述了对转涡轮在减少设计自由度后,其高低压转子气动参数间相互制约关系.研究结果表明:为合理分配对转涡轮高低压转子轮缘功,气动设计参数调整的结果使高压涡轮载荷系数增加,气流转折角变大,气动特征参数明显高于传统同转涡轮.     

直升机旋翼与机体间气动干扰风洞实验研究

介绍了由风洞实验得到的共轴式直升机在悬停和前飞时旋翼/机体气动干扰结果,并与单旋翼直升机进行了比较.旋翼对机体的干扰主要表现为:悬停时机体上产生垂向阻力和俯仰力矩;前飞时上述干扰减小,但机体的纵向和航向气动特性发生变化;分别增大水平尾翼面积和下旋翼桨距,旋翼对机体的干扰量增大;悬停时,机体对旋翼无明显影响,前飞时产生有利干扰.      

弹性整流罩分离的流固耦合仿真方法

发展了一种流固耦合的动力学数值仿真方法,用以模拟弹性结构在其运动诱导的非定常气动载荷作用下的动态响应.针对给定的运动规律,对不可压流场采用侵入式边界方法求解了非定常气动载荷,其中未计及弹性结构变形对流场的影响.对非定常气动载荷作用下的薄壁弹性结构进行了瞬态动力学数值模拟.以地面试验状态的整流罩分离为例,对刚性体及是否考虑表面气体压力作用的柔性体等情形下的整流罩的动力学行为进行了对比分析,验证了发展的流固耦合动力学仿真方法的可行性.     

超燃试验用加热器三维粘性流场数值模拟

超燃冲压发动机试验时,使用燃烧型加热器模拟高焓、高马赫数的来流条件,而加热器的喷注结构对改善加热器出口流场均匀性具有重要作用.使用三维数值模拟软件Fluent对2种喷注结构的燃烧型加热器进行了三维定常反应流场模拟,获得了设计工况下的流场.结果表明,采用多孔斜喷结构能使氢气在横向有较大的穿透深度,加上空气的引射作用在燃烧室头部产生大尺度横向涡,增强了氢气和空气的混合燃烧以及燃气的掺混,使加热器出口温度场不均匀性从53%降为21%,氧气摩尔分数不均匀性从63%降为17%,更有利于开展超燃冲压发动机试验.     

低雷诺数涡轮内部流场分析

利用三维数值模拟手段研究涡轮内部流动.对比分析了不同飞行高度工作时涡轮内部流场结构的差异,以反映雷诺数的降低对流动结构和性能的影响.结果表明:在高空工作环境下,雷诺数下降近一个量级,负荷分布发生变化,叶片吸力面发生大范围分离,二次流以及径向掺混明显增强,由此导致涡轮性能恶化,效率急剧下降,这些因素在低雷诺数涡轮气动设计中需给予更多的关注.同时指出,负荷分布形式的选择对低雷诺数涡轮设计有重要意义.     

电子吊舱环境控制系统设计的新技术

针对我国军用电子设备吊舱载机电源紧张,国产电子元器件耐温性能相对较差,对环境控制系统要求较高的特点,本文提出了一种新型用冲压空气驱动的环境控制系统.该系统采用"蓄冷节能"的设计思想和逆升压回冷技术,并配备具有智能功能的测控子系统.为克服冲压空气压头低的困难,利用空气动力学理论,提高进气道总压恢复系数,扩大系统进出口压差,从而获得较大涡轮膨胀比.试验结果证明所设计的吊舱环控系统具有良好的制冷性能和经济性.     

共轴式双旋翼尾迹流场的水洞PIV测量

采用粒子图像测速(PIV)技术,对共轴式双旋翼在悬停和以不同前进比前飞时的流场进行水洞实验.将激光片光定位于旋翼的纵向截面,桨叶的方位角和图像的获取是同步的.测量得到了旋翼流场的瞬时涡量和速度分布、桨尖涡的结构和脱落轨迹、悬停时的尾迹边界收缩和前飞时的尾迹边界倾斜角等.研究了不同状态下共轴式双旋翼流场的气动干扰特性.为了比较,对单旋翼也进行了同样的测量.实验得到了有价值的结果,对共轴式直升机的气动计算和合理设计具有重要意义.      

浮空气囊定常及非定常气动特性计算

对于0~20 km范围内不同外形的浮空气囊,采用虚拟压缩方法求解不可压缩非定常N-S(Navier-Stokes)方程,数值模拟了5个高度下气囊的定常和非定常流场.定常状态时,随高度及气囊外形的变化,模拟了气囊气动力及背风区复杂流动分离.结果表明,当气囊厚度率逐渐增大时,其背风区存在复杂的空间流动分离.运用双时间步方法及动网格技术,成功实现了气囊平移或俯仰运动状态下非定常流场的数值模拟.考察了不同的平移方向及速度对气囊非定常气动特性的影响,得到了气囊平移过程中气动力及流场的变化情况.对于气囊的俯仰运动,获得了不同俯仰速度及不同最大俯仰角时气囊的气动力及流场.计算结果表明气囊的非定常运动对其流场和气动力影响显著.     

伞衣透气性对翼伞气动特性的影响

为了提高翼伞的飞行性能,需要研究伞衣织物透气性对翼伞气动特性的影响。使用不可压雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程模拟伞衣外部流场,建立了包含附加动量源项的多孔介质域控制方程模拟伞衣,对2种透气性材料模型和无透气性影响传统模型的气动特性和流场分布进行了二维和三维定常数值模拟。数值结果表明,求解多孔介质域控制方程可以得到较准确的伞衣透气速度,伞衣表面的湍流度急剧增加;使用较大透气量材料制作伞衣时,升力系数大幅下降,阻力系数大幅上升,同时会造成内腔泄压影响翼伞的外形保持;使用微透气量材料制作伞衣时,升力系数在小迎角时小于不透气模型,在大迎角时大于不透气模型,较小的透气速度能在大迎角时延缓边界层分离。     

飞翼布局无人机进排气影响及机理分析

进气道尾喷管的存在不仅影响着飞机机身前后的流场特性与压力分布,而且影响着飞机升力特性、阻力特性以及力矩特性.为了研究进排气效应对飞机气动特性的影响,采用计算流体力学(CFD)数值模拟技术,建立飞翼布局无人机(UAV)堵锥整流模型和动力影响模型,其中动力影响模型是根据发动机不同的工作状态,在进气道以及尾喷管截面上设置不同的边界条件,对比分析这两种计算模型在流场特征和气动特性上的差异性,揭示内在的影响机理.进排气效应的研究有助于飞机/发动机的一体化气动综合设计.      

基于小扰动理论的桨叶叶素气动载荷计算方法

针对直升机飞行仿真应用,采用小扰动理论建立了桨叶叶素气动载荷计算方法。该计算方法集成了弹性桨叶挥舞-摆振-扭转模态,耦合了旋翼动态入流、非定常动态失速气动模型和旋翼配平模型。整个算法采用标准的状态空间格式。为验证算法,以UH-60A直升机为例,在低速和高速2种定常飞行情况下,研究了偏航流效应对旋翼气功性能的影响,结果表明高速飞行时偏航流效应对旋翼气功性能影响较大。模拟了桨盘平面诱导速度分布以及桨叶叶素气动载荷,将仿真结果与飞行试验结果进行对比验证,本文建立的方法可以准确地求解定常飞行时桨叶的非定常气动载荷,捕捉其沿方位角的变化特征,对于大速度前飞仍能适用。      

动力涡轮驱动部分闭式环控系统性能研究

提出了飞机动力涡轮驱动部分闭式环控系统的参数计算关系式，对该系统参数进行了优化计算；针对该系统所特有的参数进行了讨论和分析；并在系统引气量、冲压空气流量、系统重量、系统性能代偿损失等方面与现有高压除水系统进行了比较。结果表明，这种系统在性能上优于现有高压除水环控系统。     

翼型近波浪水面气动特性研究

采用求解Navier-Stokes方程的数值方法研究了翼型NACA4412近距离经过波浪水面时的气动特性。对数值方法的准确性进行了验证。计算了翼型经过波浪水面和固壁波浪地面2种边界条件下的气动力系数,并进行了对比。研究结果表明:翼型在经过波浪水面时气动力系数会发生周期性的变化,与固壁波浪的情况相比,气动力的变化曲线存在显著差异,波动幅度更大。通过对流场结构的分析,发现了翼型和波浪水面之间的作用机理。波浪水面的质点存在竖直方向上的运动,在小地面间隙时,水面质点向上运动会挤压翼型和水面之间的空气,从而造成翼型气动力大幅波动。同时解释了来流速度越大,气动力系数波动幅度减小的原因。      

对旋风机转速改变对其气动特性的影响

对旋风机前后级转速比对风机气动特性影响较大,合适的转速比有利于提高对旋风机气动性能。采用数值计算和实验模拟方法研究对旋风机前后两级叶轮转速改变对风机气动特性的影响。首先,通过速度三角形定量分析转速改变对风机功率和内部流动参数的影响。之后,数值计算的结果与实验进行对比,分析基准转速下风机整体性能的变化。最后,通过数值计算结果对风机内部气体的流动进行具体分析,发现在保持进口条件不变的条件下,前后两级叶轮转速改变相同百分比时,第1级转速改变可以更加有效的改变风机的流动参数和性能,综合比较整体性能变化与实际应用确定了最优转速比为1.1∶1,此转速比下传动效率为88.4%时对旋风机效率为75%。     

火星大气模型参数对MSL气动特性的影响

火星大气与地球大气截然不同,飞行器在进入火星时气动特性不同于地球再入. 大气模型的差异主要表现为气体组份、密度和温度等物理参数. 针对火星进入器MSL在进入-下降-着陆过程中的高超声速进入段,利用三维并行程序求解耦合真实气体模型的流体动力学Navier-Stokes方程,分析MSL进入火星大气时大气模型参数对进入器气动特性的影响. 结果表明,通过与海盗号飞行数据的对比,验证了所采用的火星气体模型和计算方法,且其与NASA的 LAURA代码气动特性计算结果也较为一致;大气模型气体性质,即CO₂环境对进入器阻力系数和俯仰力矩系数影响较大,利用空气得到的计算和实验数据必须考虑CO₂效应;密度增大促进了化学非平衡效应,但对进入器气动特性基本没有影响;温度升高大大增强了化学非平衡效应,而对进入器气动特性影响较小.