摆线桨非定常气动特性研究

以西北工业大学研制的滚翼飞行器为研究对象,对摆线桨二维简化模型进行了非定常数值模拟。非定常时间推进采用双时间法,计算模型的刚体运动和网格变形采用弹簧近似光滑模型和局部重划模型相结合的动网格技术来处理。重点对四桨叶摆线桨转动过程中的瞬时推力、桨叶气动力及其非定常流场进行了研究,结果表明:摆线桨转动一周中瞬时推力大小随转动方位角变化呈近似正弦规律的周期性波动;随着转速变化,摆线桨转动一周的平均推力方向几乎保持恒定;桨叶瞬时法向力和切向力随方位角变化呈明显的"∞"型迟滞环曲线,且桨叶上行状态的气动力明显大于下行状态气动力;摆线桨桨叶尾迹之间具有很强的非定常干扰,对桨叶气动性能会产生较大影响。     

混合式CRP偏转工况水动力和空泡性能试验研究

为了探究混合式CRP (混合式对转桨吊舱推进器)偏转工况下的水动力性能,在空泡水筒中开展了混合式CRP推进器偏转工况下的敞水试验和空泡试验。在其吊舱推进器偏转0°,±5°,±10°下测量了前、后桨的推力和扭矩,并对前后桨的空泡形态进行了观测。试验结果表明:前桨的推力、扭矩系数及空泡形态基本不受吊舱推进器偏转影响;后桨推力系数和扭矩系数随着偏转角度的增加而增加。偏转工况下,前桨的毂涡和梢涡会下泄至后桨桨叶,引起后桨叶面上产生大量空泡;在不同周向位置,后桨的空泡面积不同;后桨尾涡强度在吊舱体两侧呈现出差异性,较强的前桨尾涡会将较弱的后桨尾涡卷入,前后桨尾涡强度相当时,尾涡轨迹发生紊乱。     

新型桨尖旋翼悬停气动性能试验及数值研究

通过旋翼台试验和数值模拟方法对具有China Laboratory of Rotorcraft（CLOR）桨尖旋翼的悬停气动性能进行研究。为进行对比研究,共设计完成3副模型旋翼,分别为参考的矩形桨叶、常后掠桨尖的桨叶以及具有CLOR桨尖气动外形的桨叶。在模型旋翼台上进行这3副模型旋翼在不同转速、不同桨叶安装角条件下的旋翼拉力和扭矩测量;数值计算是采用一个基于Narier-Stokes方程／自由尾迹分析／全位势方程的旋翼流场求解的混合计算流体力学（CFD）方法进行的,计算结果与试验结果显示出较好的一致性。在此基础上,数值模拟了在旋翼试验台上很难开展的高速旋转试验状态。最后,根据试验和数值结果,对比分析具有CLOR新型桨尖旋翼与矩形桨尖以及常后掠桨尖旋翼的悬停气动性能,得出关于非常规气动外形桨尖对旋翼气动特性的影响机理,初步体现了CLOR桨尖旋翼具有良好的悬停性能。     

桨叶翼型弯度对摆线桨悬停状态的气动性能影响

以悬停状态下的摆线桨为研究对象,利用数值模拟方法,分别研究了桨叶相对弯度X和最大弯度位置Y对摆线桨气动性能的影响。结果表明:与桨叶为对称翼型的摆线桨相比,当桨叶具有一定弯度且最大弯度位置适中时,摆线桨气动性能得到很大的提升。当桨叶相对弯度X为4%C(C为翼型弦长)、最大弯度位置Y距离前缘40%C~50%C时,摆线桨升力和气动功耗比较低,悬停效率最高,整体气动性能更好。      

临近空间螺旋桨气动性能分析

基于叶素理论和儒可夫斯基涡流理论,通过求解螺旋桨合成速度、速度环量及诱导速度的非线性方程组,分析了高度为20 km的临近空间中桨叶数目、桨径长度、旋转速度及前进速度对螺旋桨气动性能的影响。结果显示:诱导速度、拉力、扭矩沿桨径的分布规律都是先增大后减小;螺旋桨拉力随桨径长度、旋转速度的增大而增大,随前进速度的增大先增大后减小且峰值在0.45 Ma左右;螺旋桨效率随桨叶数、桨径长度和旋转速度的增大而减小,随前进速度的增大先增大后减小且峰值在0.1 Ma左右。     

螺旋桨瞬态风车阻力确定技术研究

针对某螺旋桨停车顺桨和空中起动过程中瞬态风车特性开展仿真计算,定量给出了螺旋桨瞬态风车阻力,并利用风洞试验对仿真结果进行验证。通过对标准螺旋桨效用因子和零升迎角的修正,获取修正后螺旋桨风车特性,利用最小二乘法给出螺旋桨风车特性最优解。研究表明：停车顺桨中桨叶角先略有减小,后迅速增大,转速下降速率逐渐增大;起动回桨过程中螺旋桨转速增大,桨叶角减小,风车阻力先增大后减小,回桨至14°时,瞬态风车阻力达到最大值。所得结果可为涡桨发动机试飞中的风车阻力确定及试验点规划提供技术支撑。     

铰接式旋翼舰面瞬态气弹响应及参数研究

为了研究舰面铰接式旋翼桨叶桨尖与机体相碰的原因及参数影响,本文采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,用有限转角模拟桨叶绕铰刚性运动和非线性准定常气动模型处理气动力。通过与国外计算及试验数据的相关性分析,验证了本文建模及计算方法的正确性。参数分析表明:1)挥舞限动块脱开前,桨叶弹性变形提供的桨尖挥舞位移占主要部分,脱开后,桨叶刚性运动提供的桨尖挥舞位移占主要部分;2)舰面流场采用梯形流时,计算的桨尖挥舞位移最大;3)挥舞限动角大小及离心式限动块释放时间对桨尖最大挥舞位移影响不明显;4)直接增加桨叶挥舞刚度可显著地减小桨尖向下最大挥舞位移;5)随总距增加,桨尖挥舞挠度减小不明显,这是通过增加总距来减小桨叶挥舞位移不可行的另一原因。     

新型桨尖抑制旋翼跨声速特性的影响分析

为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速特性方面的作用,开展了多种桨尖对旋翼局部流动及气动特性影响的数值分析研究.发展了基于高效嵌套网格方法的旋翼流场高精度CFD求解方法.在此基础上,详细分析了桨尖外形对旋翼桨叶跨声速区域激波强度、激波诱导气流分离、桨尖涡尾迹及气动性能的影响.数值结果表明:桨尖的后掠和上反在缓解旋翼跨声速特性方面的作用相对较小;桨尖前掠和下反能更有效地减少桨尖外端跨声速区域,降低该位置激波强度并缓解激波-附面层干扰诱导的气流分离;后掠桨尖在减小旋翼反扭矩方面的整体效果良好,直线前掠桨尖在大桨盘拉力状态能够更有效降低旋翼扭矩(直线前掠30°时,扭矩降低达12.3%),桨尖下反可以有效抑制桨尖涡强度(抛物下反30°时,桨尖涡强度降低50%),并加快桨尖涡尾迹的耗散.      

基于混合CFD方法的旋翼桨-涡干扰噪声计算

建立了一个基于Euler方程和自由尾迹分析的新的、高效的混合计算方法,用于旋翼桨-涡干扰(BVI)气动和噪声特性的研究.在该方法中,仅针对单片桨叶进行计算,通过求解Euler方程来捕捉流场中旋翼近尾迹的影响以及桨叶表面的非定常载荷,流场空间中旋翼远尾迹的位置由自由尾迹模型给出;提出了广义网格速度方法以将旋翼远尾迹的影响...     

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。      

钛合金叶片前缘的外物损伤残余应力数值分析

为研究航空发动机叶片外物损伤(FOD)位置残余应力的分布规律,根据真实叶片前缘特征设计了模拟叶片,基于Johnson-Cook本构模型,使用LS-DYNA软件仿真分析钢珠以不同角度冲击钛合金模拟叶片前缘的过程,对比仿真与相同试验条件下的空气炮模拟外物损伤试验的FOD损伤形貌与宏观尺寸,验证了有限元模型的正确性。提取仿真计算的不同入射角度对应的FOD位置残余应力分布,结果表明:钢珠以0°角入射时,钢珠冲击产生的接触力和变形能明显大于其他入射角度的情况,说明钢珠偏斜一定角度入射时造成的偏斜型缺口处的材料失效与变形不如外物正撞前缘形成的半圆型缺口严重;在FOD缺口底部尖端靠近入射表面区域存在明显的残余拉应力。随着入射角度的增大,残余拉应力区的范围逐渐扩大,残余拉应力最大值逐渐减小。     

基于归一化参数模型的涡轮盘和涡轮叶片蠕变分析

为完整描述构件3个阶段的蠕变变形计算,结合所发展的各向同性材料的归一化参数蠕变模型,进一步拓展到正交各向异性材料的归一化参数蠕变模型并进行适用性验证。应用所编制的子程序对高温材料涡轮盘和定向结晶材料涡轮叶片结构,进行了蠕变变形及应力松弛效应计算分析。结果表明：经过一定时间的蠕变变形,涡轮盘和涡轮叶片的高应力区会出现应力松弛。总体上轮盘的应力分布更加均匀,静力分析得到的轮盘中心孔、螺栓孔边和轮缘辐板过渡段处高应力区,由于存在蠕变变形,均出现较明显的应力松弛,但是盘中心孔处的应力松弛幅度较小,可能长时间处于高应力状态,应作为结构设计的危险部位重点考查;涡轮叶片也具有同样的应力松弛蠕变效应,特别是随着蠕变变形的增大,叶尖径向变形(位移)逐渐增大,在结构设计中,应考虑叶片叶尖与机匣长期工作径向碰摩而带来的不利影响。     

基于动态边界的跨声速压气机过渡态载荷研究

针对航空涡轮发动机压气机部件的过渡态,基于动态边界并结合双向流固耦合（FSI）方法模拟了跨声速压气机NASA Rotor 67的过渡态过程,获得了考虑叶片弹性变形的压气机过渡过程特性曲线,研究了叶片气动弹性变形对跨声速压气机加速过程中气动参数、流场激波结构演变过程的影响,分析了加速过程中非定常气动载荷与离心载荷共同作用下的叶片变形特征。结果表明:随转速升高,叶片变形对上半叶高区域的总压比和总温比的影响较显著;加速过程中,叶片变形对通道内激波结构特征及其演变有一定的影响;叶片变形主要集中在上半叶高,以弯曲变形为主导,主要由离心载荷造成,加速过程中叶尖区域的叶型出现反扭现象,从而引起压气机气动性能参数的变化。      

液氧/甲烷发动机推力室多循环热-结构分析

为了研究一款液氧/甲烷发动机推力室多循环工作状态下的结构变形,拓展并验证了一种包括流动-传热分析和非线性有限元分析的热-结构分析方法。通过该方法得到了推力室热载荷与压力载荷分布,并分析了推力室在这些载荷下的应力应变响应。研究表明：推力室整体结构变形并非主要取决于热载荷,压力载荷引起的冷却通道底面弯曲在喷管扩张段尤其明显;后冷阶段产生的弹塑性拉伸应变大于热试阶段产生的压缩应变是导致每次循环结束后结构产生残余应变的直接原因;随着工作循环次数的增加,扩张段的冷却通道底角位置残余应变累积速率最快,该部位被确定为结构失效的潜在位置;增加冷却剂入口附近的通道底面厚度、减小后冷阶段与热试阶段的温差以及将冷却通道的尖锐底角设计为圆角可以成为抑制变形和减缓应变累积的备选措施。     

风扇叶片叶尖扭转特性试验研究

为研究风扇叶片叶尖扭转特性,基于叶尖定时技术,建立一种发动机运行状态动态测量叶片叶尖弹性变形角的试验方法,在压气机试车台对小涵道比双级风扇试验件一级转子叶片不同工况下叶尖扭转特性开展了试验研究。试验结果表明：叶尖弹性变形角表现为随着转速升高而变大及随着特性线向失稳区移动而变大的特点,在100%换算转速近喘点达到本次试验风扇稳定工作状态的最大值1.25°。可变进口导叶（VIGV）角度仅在喘振边界附近对叶尖弹性变形角影响较大。在90% 转速、VIGV角度为-5°喘点处,叶尖弹性变形角出现大幅振荡,经估算,1号叶片喘振前扭转振幅为0.18°,喘点处扭转振幅为1.05°,退喘后扭转振幅为0.11°,通过监测弹性变形角测量叶片振动具有可行性。     

叶片反扭对跨声速大涵道比风扇性能的影响

使用基于流固耦合算法的叶片反扭程序,考虑了非定常气动力对叶片变形的非线性作用,研究了叶片反扭对跨声速大涵道比风扇性能的影响.以冷态叶型为起点,先计算离心力作用下的叶片变形,在此基础上使用流固耦合程序获得非定常气动力作用下的变形.考察了3个转速下叶片的动态变形对大涵道比风扇气动性能的影响.结果表明:在跨声速工况下,叶片表面激波位置的变化对叶片反扭角有很大作用,在考察的转速范围内,堵塞点使用设计叶型计算的流量大于动态叶型下的流量,数值达7%,将导致发动机起飞推力小于预测值.结果表明在大涵道比风扇设计阶段,预测气动性能使用准确叶型的重要性.      

EWIS支架装配变形及其承载分析

民用飞机EWIS系统支架遍布全机,在空间狭小的区域,考虑到装配和维修的要求,需采用单侧安装工艺,若支架装配时未固定好或操作不当,会导致支架承受安装力矩载荷,使支架结构产生塑性变形和残余应力,严重的会导致支架破坏。为了分析EWIS支架在安装力矩下的应力和变形情况,采用ABAQUS对典型标准支架进行有限元分析,考虑材料的非线性特性,得到了支架在不同安装力矩下的变形和应力情况,并对塑性变形后的支架继续承载进行了分析,对比分析支架塑性变形前后承载的应力,得出了变形对承载的影响。采用非线性有限元分析方法可对支架安装力矩的作用进行模拟,并计算结构产生塑性变形后承载的应力水平,为民用飞机EWIS支架的装配过程和塑性变形后的承载分析提供参考。     

激光冲击叶片榫头变形控制与疲劳试验

针对某航空发动机涡轮叶片榫头部位疲劳断裂故障,利用激光诱导高压冲击波对榫头部位进行冲击强化,提高其抗疲劳性能。在试验测试激光冲击GH4133B镍基高温合金材料残余应力场的基础上,确定了叶片材料激光冲击工艺参数;根据榫齿面转接R区结构特征,设计了不等强度分布冲击方式,保证强化区域残余应力均匀、过渡分布,防止出现应力突变。由于榫头结构不均匀,高压冲击波引起的塑性流动使叶片发生宏观变形,采用数值仿真方法分析了激光冲击后叶片榫头宏观变形规律和机理。在此基础上提出了激光冲击叶片榫头变形控制的方法,并设计了榫头结合面冲击区域和方式,保证叶片榫头两侧对应区域的激光能量输入基本相当,通过结合面的塑性流动来减小叶片榫头宏观变形。冲击处理后的叶片榫头表面粗糙度、滚棒尺寸和平面度等均满足技术要求。并分析了激光冲击强化提高叶片高温疲劳寿命的原因。疲劳试验结果表明：激光冲击强化可提高叶片榫头部位的高温高低周复合疲劳寿命提高了279%。     

旋翼涡环状态气动特性和参数变化的风洞试验

为了研究旋翼下降和涡环状态的流场及气动特性,在中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞中,完成了BO-105直升机桨尖马赫数相似旋翼模型的流场和测力试验。试验获得了旋翼悬停和垂直下降状态桨盘附近的流场,同时测量得到了模型旋翼拉力、扭矩等参数的变化。试验结果表明:高速粒子图像测速法(PIV)相机成功捕捉到了下降率增大时旋翼涡量向桨盘附近聚集的过程。垂直下降率在0.9左右时旋翼拉力和扭矩最小,分别只有对应总距角悬停状态拉力的60%和80%左右。在深度涡环状态,旋翼周围存在大尺度涡结构周期性形成和破碎现象,这种现象是旋翼拉力和扭矩剧烈波动的原因。斜下降相对垂直下降而言,旋翼的拉力和扭矩损失都较小。抛物线桨尖外形与常规的矩形桨尖外形相比,垂直下降气动特性并无显著区别。      

轴流压气机转子近失速工况点叶尖区流动非定常性分析

为了揭示某轴流压气机转子近失速工况点叶尖区域流场的非定常变化及其形成机理,采用定常和非定常数值模拟方法对其内部流场进行了全三维的数值模拟。通过和已有的试验测量结果进行对比分析表明,预测的总性能及基元性能与试验结果取得了很好的一致性。近失速工况点的非定常模拟结果表明,压气机的总性能及叶片承受的扭矩出现了周期性的波动,其波动周期约为转子通过频率的2.5倍。进一步详细分析叶尖区流场的瞬态流动结构发现,间隙泄漏涡在近失速工况下出现了泡式破碎,破碎的泄漏涡、主流以及来自相邻叶片的间隙泄漏流相互作用形成了另外一个特征明显的旋涡(命名为叶尖二次涡)。该旋涡的形成、发展和运动是压气机的总性能出现周期性波动的主要原因。