旋翼涡尾流与下洗流场的计算方法

 以重点考察旋翼尖涡的运动为目标来构想一种悬停和前飞旋翼涡尾流的理论计算方法.首先从预定的广义尾流入手,并引入尖涡涡核作用的半经验修正,对旋翼的自由尾流进行计算分析.然后在环量收敛与尾迹收敛的条件下,计算拉力以满足拉力收敛准则.之后,作为本方法的工程应用,文中给出了计算的旋翼沿火箭发射线的下洗速度分布并作了简单分析.从理论上说,文中所发展的方法可以为进一步研究尖涡的生成模式与涡核结构所应用,同样也可以预测旋翼的涡诱导流场.     

旋翼洗流对发动机喷流影响的计算分析

通过考察旋翼洗流对发动机喷流的影响来研究直升机发动机喷流的流动形式.首先应用自由尾流分析技术来计算旋翼尾迹和发动机绕排流空间的洗流速度.然后计算发动机的喷流轨迹,喷流截面形状和喷流物理参量,所得结果可以为预测直升机的温度分布提供参考.      

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.      

机翼位置对复合式直升机旋翼-机翼干扰的影响

复合式直升机受到了越来越多的关注,但其分析手段还较少.结合自由尾迹算法和涡格法,编制了针对复合式直升机旋翼-机翼升力系统的气动计算程序,对于旋翼和机翼间的气动干扰情况进行了分析.计算了不同前飞速度下机翼位置对旋翼-机翼气动干扰的影响.从计算结果可以发现,在高速情况下,除旋翼扭矩外,气动干扰对机翼位置不敏感;低速时的干扰情况较复杂,还需要进一步研究;在旋翼不对称涡系下,机翼升力不对称,会产生滚转力矩.这对复合式直升机的设计能起到一定的指导作用.     

Euler方程数值模拟绕悬停旋翼桨叶的流动1)

本研究应用格心格式有限体积龙格-库塔时间推进法求解三维欧拉方程，模拟绕旋翼桨叶的流动.旋翼尾流的作用通过自由尾流分析来求解局部的诱导下洗速度以修正翼型攻角.选择O-H型式生成绕桨叶贴体的弦向和展向网格.通过算例计算为进一步寻求有效的Euler或NS方程数值解积累了经验.     

共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性

建立一套能够耦合非定常舰船流场的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以研究该旋翼飞行器在着舰过程中的飞行特性。在舰艉流场模拟方面,采用分离涡方法以获得高精度非定常流场数据;在飞行力学建模方面,引入上下旋翼干扰因子建立共轴刚性旋翼诱导速度模型,并采用等效挥舞运动概念建立其挥舞运动方程;基于“单向耦合”思想构建了计算流体动力学（CFD）向飞行力学模型的数据传递策略,并分别以XH-59A直升机和UH-60A/SFS2组合为算例验证了飞行动力学模型和数据传递策略的正确性。以SFS2舰船模型和XH-59A共轴刚性旋翼直升机组合为研究对象,从直升机操纵余量和非定常载荷水平两方面分析了着舰过程中舰艉流场对共轴刚性旋翼直升机的扰动特征。时均研究结果显示：由于共轴上下旋翼受时均流场的扰动存在差异,飞行员在增大总距以维持高度稳定的同时,还需要减小差动总距以保持机头朝向的稳定。非定常水平研究结果表明：对于共轴构型直升机,舰船流场对拉力及俯仰力矩的非定常扰动,是引起飞行员工作载荷增大的主要因素。     

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.      

低动能来流下背负式进气道非定常流动特性分析

为了改善飞翼布局背负式S弯进气道低动能来流状态下的流动性能,采用改进的延迟分离涡模拟（IDDES）方法对原型及改进型背负式进气道流场进行了数值模拟研究,对比分析了进气道流量特性及内部脉动压力特性。结果表明:低动能来流时背负式进气道上部唇口附近存在很大的气流转折角,导致唇口产生分离涡;原型进气道唇口分离涡强度高,高能量分离涡在进气道顶部破裂产生了大范围旋涡结构,进一步加剧了流动分离,从而引发进气道内产生强烈的压力脉动,声压级最大幅值高达145 dB;改进型进气道唇口分离涡得到了有效控制,强度大幅下降,进气道内部压力脉动幅值也显著降低,声压级降幅达8 dB;改进型进气道分离的抑制使进气道有效流通截面积增大,质量流量增加。同时,流场出口品质提升,进气道出口综合畸变指数降低了9.5%。      

低压蒸汽透平排汽缸内能量损失的数值研究

运用三维粘性流场数值模拟软件(Fine/Turbo)对一个低压蒸汽透平排气缸内的复杂流动进行数值模拟,计算结果与已有的实验数据进行了对比.计算得到的排气缸出口截面上的质量平均总压损失为47.8%,实验值为40.9%.数值模拟清晰地显示了排气缸通道内的流场结构是以各种旋涡为主要特征,包括通道涡、分离涡和端壁涡等.其中,通道涡的尺度最大,是造成排汽缸内能量损失的最主要因素.     

三维发动机进气道水滴撞击特性分析

用带数值扩散项的欧拉法对某型三维发动机进气道水滴撞击特性进行了研究.实现了可压流场中三维复杂形体的局部水滴收集系数的计算.数值扩散项的引入解决了欧拉法计算产生奇异结果发散的问题.通过对不同进气道流量的算例结果的比较,发现进气道流量对进气道唇口附近的水滴撞击区和撞击量都有影响.进气量大,最大局部水滴收集系数也大.通过对有无整流罩的计算结果进行比较,发现此型发动机整流罩对水滴撞击特性的影响很小.      

前体尾流对降落伞工作性能的影响

为研究前体尾流对降落伞工作性能的非定常影响,基于Realizablek-ε湍流模型采用PISO算法开展了物伞系统的非定常绕流数值计算,获得了精细的流场旋涡结构。在此基础上,研究了不同拖曳比下物伞系统的尾涡演变规律、流场分布规律以及伞衣气动特性变化。结果表明:前体尾涡导致伞衣入口处的涡量大小和方向时刻变化,随拖曳比增加,涡量黏性耗散增强,进入伞衣的旋涡强度逐渐减弱,伞衣入口形成稳定的负涡量区,伞衣尾涡脱离周期随之延长;拖曳比对尾涡区后端（伞衣入口处）流场压力的影响远大于前端,随拖曳比增加,流动形式逐渐由闭式转变为开式,流场的速度分布和压力分布更为对称,伞衣入口形成稳定的正压区,内外压差增加;当拖曳比大于9时,前体尾流对降落伞阻力系数和表面压强系数的影响减小。      

旋翼/平尾气动干扰对直升机配平特性的影响分析

旋翼/平尾气动干扰建模是直升机全机配平模型和飞行动力学模型的核心内容。常规全机配平模型主要通过旋翼下洗流或诱导速度等方式间接考虑旋翼对平尾的气动干扰作用,但未充分考虑旋翼对平尾非定常气动干扰产生的非线性气动载荷,因而仍难于准确体现旋翼/平尾气动干扰对全机配平特性的影响。为此本文基于非定常面元/黏性涡粒子法,通过在平尾面元中增加由旋翼和平尾尾迹时变干扰产生的非定常压力项,建立旋翼/平尾气动干扰模型,直接计算平尾非线性气动载荷,并耦合基于GA/LM混合优化的直升机全机配平方法,构建旋翼/平尾气动干扰作用下的直升机全机配平特性分析方法。通过计算UH-60A直升机的旋翼操纵量和机体姿态,并与试验测试值对比验证本文方法的准确性。通过与基于诱导速度考虑旋翼/平尾气动干扰的直升机配平结果比较表明,后者难于体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增现象,而本文方法能较好地体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增,且与OH-6A、EH-101等试验测量的特性一致。研究不同平尾构型对旋翼/平尾气动干扰下直升机全机配平特性的影响,分析表明低平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,而高平尾则增加高速纵向操纵量;前置平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,右旋直升机的右置平尾有利于减小低速纵向操纵量突增和机体俯仰角。      

垂直下降状态下的旋翼三维流场数值模拟

应用激励盘模型,采用计算流体力学(CFD, Computational Fluid Dynamics)方法结合动量叶素理论,计算了旋翼在垂直下降时的流场特征与气动性能.计算过程中,旋翼载荷被描绘成沿桨盘径向分布、与当地流动参数相关的压力源项.在直角坐标系中,运用有限体积方法直接求解了定常不可压N-S(Navier-Stokes)方程,湍流模型为S-A(Spalart-Allmaras)一方程模型,重点使用诱导速度经验公式计算出了压力源项.旋翼流场模拟结果和性能预计结果同实验测量数据吻合较好,表明这种CFD方法可以有效地分析旋翼下降飞行时的空气流动特性,为进一步的涡环状态研究提供了参考.     

乘波机外形设计

计算了由锥型流理论、吻切锥理论及吻切轴对称理论生成的不同乘波机外形.结果表明,圆锥绕流流场生成乘波机外形的方法虽然比较简便,且生成的外形具有较高的升阻比,但进气道进口流场具有锥型流的性质而不够均匀,给发动机的工作带来不利影响.应用吻切锥、吻切轴对称理论与特征线方法结合起来进行反设计,可以得到更一般的乘波机外形,并且能有效地改善进气道进口流场,提高容积效率.此外,这几种方法的计算速度都很快,对进一步的优化处理及机身-发动机一体化十分有利.      

圆柱绕流尾迹流态特征和涡的演化过程分析

低雷诺数圆柱绕流中存在着复杂的流动过程,比如,尾迹中涡的发展显然不是理想的轴对称卷绕和扩散的过程.针对上述问题,用场观点和拉各朗日观点分别分析了固定时刻的流场特征和不同时刻的流动过程.首先通过等压线和相对流线的叠加,分析了相邻涡间通道内的流动.其次从涡结构的角度解释了尾迹中流体速度随时间的变化规律,并利用流体在不同时刻受不同流动结构控制的观点解释了染色线多次折回中粒子间的显著间断现象.最后对绕圆柱附近的流动进行了分区界定,分析了其中部分流体的变形情况和运动过程.     

基于辅助进气门的进气道/发动机一体化控制

针对进气道与发动机的耦合问题,研究了低速大迎角状态下,基于辅助进气门的进气道/发动机一体化控制。首先,建立了飞行条件、迎角、辅助进气门开度与出口总压恢复系数和流量相关联的进气道实时模型,进而将进气道出口流量和发动机进口流量相匹配,建立了进气道/发动机一体化模型的控制仿真平台。其次,为了解决大机动过程中发动机进口流量不足和压力不均的问题,提出了一种带有辅助进气门调节的进气道/发动机一体化控制方法,即通过调节辅助进气门开度实现进气道出口总压恢复系数控制,在保证进气道出口性能稳定的情况下,基于H_∞鲁棒控制方法实现对发动机转速和压比的控制。研究结果表明,在整个大机动过程中,所提出的进气道/发动机一体化控制可以使得发动机各项性能保持稳定,在典型任务工况下,推力提高了16%,耗油率下降了6%。