小型无人倾转旋翼机气动与操纵特性试验研究

由于倾转旋翼机飞行模式多,各部件气动干扰复杂且操纵面冗余,特别是倾转过渡模式,短舱带动旋翼系统倾转,结构布局发生改变,从理论上确定气动与操纵特性难度大。为了研究倾转旋翼机的气动与操纵特性,对某小型无人倾转旋翼机展开全尺寸、全模式吹风试验,其中不带动力试验主要用于研究倾转旋翼机在不同迎角、短舱倾角、前飞速度等飞行状态下的气动特性;带动力试验主要用于研究倾转旋翼机不同飞行模式带机翼与不带机翼时,旋翼/机翼/襟副翼相互干扰作用,以及总距、副翼、升降舵的操纵功效。根据试验数据推导出小型无人倾转旋翼机全包线飞行的操纵特性方法,对进一步完善倾转旋翼机设计以及试飞试验的成功提供了参考。     

旋翼非定常气动特性CFD模拟的通用运动嵌套网格方法

针对直升机旋翼非定常气动特性CFD模拟中的网格生成难题,提出了一套高效、通用的运动嵌套网格生成方法.首先,基于Poisson方程求解和翻折法生成旋翼桨叶的正交贴体网格.其次,针对旋翼桨叶的扭转分布及变距、挥舞等复杂运动,建立了一套通用的洞单元识别的扰动衍射法;为保证洞包络面的封闭性,完善了挖洞过程中网格加密策略;在洞边界确立基础上,提出了一种高效、鲁棒的最小距离法贡献单元搜索的改进方法.在此基础上,建立了基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程的旋翼非定常流场CFD模拟方法.最后,采用所建立的方法分别对悬停和前飞状态下的C-T(Caradonna-Tung)旋翼和7A(Helishape 7A)旋翼的气动特性、桨尖涡的位置进行了计算,计算结果与试验值误差小于5%,验证了该运动嵌套网格生成方法在旋翼非定常气动特性CFD模拟中的有效性.      

转静干涉对跨声速吸附式压气机流场的影响分析

跨声速低反动度吸附式压气机的静叶流道中不但有附面层抽吸,还会存在由于低反动度设计而产生的激波,因而流动现象异于常规压气机,非定常效应明显,故采用非定常数值模拟方法,对跨声速低反动度吸附式压气机的内流场展开研究。通过选取两个最具代表性的时刻,探究了转静子干涉对该压气机气动性能以及内流场的影响。结果表明:非定常不同时刻的效率峰谷值之差达0.937%,流动的非定常性很强。转子尾迹对静子流道中展向抽吸缝前的区域干涉作用明显。在静叶流道中,分离主要存在于三个位置:30%弦长位置、尾缘顶部以及尾缘根部,其中静叶吸力面侧30%弦长位置的分离原因是激波与附面层干扰,且该处部分低能流体的吸除方式为"螺旋路径吸除",并详细分析了其对流场的积极和消极影响。此外还建立了激波尾迹干涉——激波与附面层干扰——非定常效率波动这三者之间的联系,找出了非定常效率波动的原因。     

全电无人机主推进直驱永磁电动机热负荷研究

以全电无人飞机主推进直驱永磁电动机为研究对象,分析处于不同工况下主推进电动机热负荷特性.针对主推进电动机开启式结构特点,根据流体力学及传热学理论,建立强风冷却条件下流固耦合物理模型与数学模型,通过仿真计算不同热负荷、不同爬升角度时主推进电动机的温升,分析主推进电动机热负荷及温升随飞行工况的变化规律.对主推进电动机进行风洞与飞行试验.结果表明:热负荷为5500A2/(cm·mm2)时电动机最高温升为124K,与仿真值误差在2%以内,验证了理论分析正确性.无人机主推进电动机热负荷选取范围为3000~5500A2/(cm·mm2).      

穿越微下冲气流的飞翼布局无人机控制方法

微下冲气流是最危险的低空风切变形式,为在起降阶段安全穿越该气流,飞翼布局的无人机控制律应具有快速响应能力和良好的鲁棒性。针对大展弦比飞翼布局无人机舵面附加升力大和低速状态俯仰操纵效能低的特点,提出了舵面附加升力和机体气动力相结合的复合控制方案,改进了以输出误差为参考量的非线性指令分配策略,设计了基于迎角保护的指令分配策略。将风干扰和模型的不确定性视为未知扰动,采用自抗扰控制(ADRC)理论设计飞翼布局无人机非线性控制律,使之对风干扰和模型的不确定性进行估计补偿。仿真结果表明,复合控制与ADRC相结合的方法加速了航迹倾角的单位阶跃响应速度,使上升时间缩短了64%,同时能够实现对风干扰的有效观测和补偿,使高度损失低于2m;能够在风切变中有效保护迎角,使其维持在5.5°以内。因此,该方法能够为飞翼布局无人机安全平稳地穿越微下冲气流提供一种参考方案。     

直升机的气动弹性问题

直升机的气动弹性问题与固定翼飞机不同,不仅要考虑单片桨叶,更要将旋翼视为一个整体,考虑其动态入流、尾迹影响以及旋翼与机身之间的相互耦合等。就单片桨叶而言,在结构动力学上,需要考虑离心力场、几何非线性以及桨叶的非线性挥舞-摆振-扭转耦合;在气动力上,需要考虑动态入流以及桨尖处可能的失速效应,本质上属于非线性气动弹性力学范畴。由于旋翼气动力通常是以周期形式通过旋翼轴传给机身,并引起机身振动,而机身运动又通过改变桨叶根部形态反过来影响旋翼的气动弹性特性,这种旋翼/机身耦合问题,也是近年来直升机气动弹性问题研究中的重要方向和热点之一。此外,随着旋翼流场数值分析方法的日趋成熟,采用动态重叠网格或滑移网格方法来实现桨叶运动,并通过动网格技术来实现桨叶的弹性变形,从而实现弹性旋翼流场的数值模拟,目前正呈现出勃勃生机,成为直升机气动弹性研究的又一重要方向和热点。随着各种新构型直升机的相继出现,如倾转旋翼机、前行桨叶概念旋翼(ABC)直升机和复合式直升机等,也带来了新的气动弹性问题。不断发现问题、解决问题,推动本学科持续发展,永远是气动弹性工作者终身奋斗的目标。     

应召反潜时无人机监听航路的规划

浮标阵是航空反潜模式下应召搜潜时常用的一种反潜手段。在假设浮标阵已被布设完毕并且由无人机对其进行实时监听的前提下,文章重点研究了无人机监听航线的规划问题。首先,研究了浮标阵的布设及其特点,分析了无人机航路的代价问题;接着,根据浮标阵的特点规划出了无人机监听方形浮标阵的监听航路飞行方案,并对所规划航路的技术指标进行了分析和研究;最后,对无人机的监听航路进行了计算,计算结果表明文中所规划的方案是可行的,这为无人机监听浮标阵的实际应用提供了参考。     

飞翼无人机3种保形进气口进气道气动与隐身综合特性对比

基于飞翼布局无人机隐身与结构装载布置要求,保形设计了3种进气口形状的背负式S弯进气道,按照进口投影截面形状上、下底之比顺序排列,分别为三角形、梯形和矩形.利用数值模拟方法对无人机内外流场耦合流动进行计算分析,且基于射线弹跳(SBR)法对进气道电磁散射特性进行仿真研究,获得了飞翼无人机3种进气道的气动与隐身综合特性.研究结果表明:①矩形进气道模型升阻和纵向力矩特性表现均最好;②3种 进气道模型按顺序排列总压恢复系数逐渐增大,畸变指数逐渐减小,进气道沿程气流也逐渐顺畅,矩形进气道模型进气道内流特性最优;③0°迎角下3种进气道模型雷达散射截面(RCS)均值基本呈现先增大后减小的特征,进气道终端开放时矩形进气道模型隐身性能最好,而终端短路时三角形进气道模型隐身效果更优异.      

不同进口条件下向心流转静系盘腔流动特性研究

在典型中小型航空发动机空气系统中,用于高压涡轮冷却、封严的空气一般需要经过离心压气机叶轮背腔,因此掌握以离心压气机叶轮背腔为代表的向心入流转静系盘腔内流动特点及压力分布是保证空气系统各项功能实现的关键。采用数值模拟方法对带有向心入流的转静系盘腔流动开展研究,研究不同来流条件下不同间距比的转静系盘腔流动特点及盘腔内压力分布。结果表明:在间距比G=0.01~0.2内,不同进口条件下盘腔内的流动均为Batchelor流型,即转盘与静盘具有独立边界层,边界层之间为核心区;当径向罗斯比数远小于1时,在核心区内流动满足径向平衡方程,此时盘腔内旋转比分布决定了盘腔内压力分布;对于满足径向平衡方程的此类盘腔,盘腔内流动由进口旋转比β_0、紊流参数λ_T、间距比G决定;进一步的,得到了不同β_0,λ_T,G下盘腔出口旋转比及核心区内旋转比变化规律,分析发现小间距比工况下核心区内旋转比满足5/7幂指数关系;大间距比工况下旋转比满足修正5/7幂指数关系,通过得到的旋转比关联式可以计算出盘腔内的压力分布。     

适用于倾转旋翼机气动分析的新型嵌套网格方法

为克服围绕复杂倾转旋翼机生成高质量一体化结构网格的困难,将分块网格策略与嵌套网格方法融合,提出并建立了一套适用于倾转旋翼机气动干扰分析的新型嵌套网格生成方法。该方法中,将整体网格按照倾转旋翼机结构特性进行了分块生成,在保证插值精度的基础上降低了网格规模。为高效连接不同部件网格,首先,引入Inverse Map方法来辅助部件网格定位,采用新颖的多向投影方法保证了部件间洞边界的连续性;其次,基于独立挖洞嵌套策略完成机身与背景网格的组合,并使用了相应的辅助计算坐标进行背景边界网格标识。在贴体网格区域采用基于S A（Spalart Allmaras）湍流模型可压缩RANS(雷诺平均Navier Stokes）方程求解流场,背景网格区域采用欧拉方程,并运用了SPMD(single program, multiple data)模式的并行加速技术,建立了适合倾转旋翼机气动干扰特性分析的高效混合CFD方法。采用Robin直升机机身作为数值算例,验证了CFD方法的有效性。在此基础上着重对倾转旋翼机在悬停、过渡和前飞巡航模式下的干扰流场进行了数值分析研究,分别得出了悬停状态下倾转旋翼机典型的“喷泉效应”干扰现象、过渡状态下的非定常气动干扰特性以及巡航状态下的部件气动变化特性,计算结果表明建立的新型嵌套网格方法能够较好地表征倾转旋翼机外形特性,并能够有效地用于倾转旋翼机的气动特性分析,加速比能超过5.0。