短舱对螺旋桨滑流影响的IDDES数值模拟

基于非结构重叠网格技术,对短舱与螺旋桨滑流间的相互作用进行了非定常数值模拟研究。为了更好地捕捉螺旋桨尾涡的细节信息,计算采用基于Spalart-Allmaras模型的改进延迟脱体涡模拟(IDDES)方法,并在非定常计算过程中运用网格自适应技术以提高流场特征的空间分辨率。研究结果表明:IDDES方法获得的拉力系数计算值与实验值吻合良好,短舱的存在会增大螺旋桨的拉力系数;短舱对螺旋桨桨毂涡的结构影响较大,但对桨尖涡的螺旋结构影响较小;对单独螺旋桨算例来说,桨尖涡与桨毂涡的失稳发展过程都具有周期性,且在有/无短舱情况下桨尖涡的失稳位置相同,失稳后桨尖涡之间配对融合过程一致,从而说明桨毂涡对桨尖涡的失稳没有影响。     

某型直升机尾上舱结构失稳故障修复研究

从某型直升机尾上舱结构失稳故障入手,分析了产生故障的原因,制定了修复方案,进行了修复验证,成功排除了故障,并提出使用、维护建议以确保直升机的使用安全。     

特殊结构外形飞机飞行试验特点综述

本文叙述诸如“无尾”式、“鸭”式，反安定面式、变后掠翼式和垂直起降式等特殊结构外形飞机飞行试验中与常规外形飞机试验的不同点，强调了对这类飞机进行飞行试验时应特别注意和应补充的项目。     

叶片缘板加工中的尺寸计算

阐述了叶片缘板加工中的主要尺寸计算；介绍了楔形作图法在叶片缘板计算中的应用，对计算叶片缘板尺寸有参考价值。     

尾舱壳体制造工艺

对尾舱壳体的设计方案进行了改进。铸造、热处理及机械加工等制造工艺设计中，采取了多种控制变形和保证精度的有效措施，解决了薄壁及结构特殊的尾舱壳体制造工艺技术的难点，确保了研制工作顺利开展并获得成功。     

喷流场的隐式空间步进解法

为了寻求一个解决飞行器尾喷流场预估的有效方法,本文将Mao Cormack(以后简称M.)隐式法经改进后用于求解定常轴对称的且波系较复杂的粘性喷流场.N-S方程经抛物化处理后,用空间步进的而不是时间步进的M.隐式法求解.这样可大大节省机器内存提高计算效率,使这种较为复杂的问题能在IBM-PC微机上计算.求解这类流场时,隐步下边界条件需作特别处理,为此,作者对原方法的求解步骤作了一些改进.在本文工作开始之前,未见有空间步进的M.隐式法求解流场的文章发表.该法所得结果与M.显示法的结果比较吻合.流场中紊流区网格若再分细,结果会更佳.计算结果得到了笔者等所做实验的定性肯定.     

阿古斯特维斯特兰推进主动控制旋翼技术

最初被用在赛车上的格尼襟翼,在直升机旋翼上也可获得非常好的应用效果。     

一种基于模态的叶片缘板阻尼器减振设计方法

为了有效解决航空发动机中叶片缘板阻尼器的减振设计问题,在无需开展复杂耗时的非线性响应分析的情况下,提出了一种基于模态的叶片缘板阻尼器减振设计方法。采用半圆形缘板阻尼器的结构形式,根据归一化等效理论,将带有缘板阻尼器的转子叶片简化为以集总参数表示的单自由度模型。引入局部微滑动模型及刚度比例因子,给出了不同干摩擦模型的非线性摩擦力求解方程。针对给定的转子叶片许用振动应力,计算缘板阻尼器的阻尼比特性曲线,通过对比能量法与谐波平衡法的计算结果,验证了所提出方法的可行性及准确性,并获得了阻尼比随相关设计参数的变化规律。对于文中示例,给定许用振动应力幅值为50MPa,最佳缘板阻尼器质量约为7.34g,其峰值阻尼比约为0.33%。     

加油机喷流对受油机的气动干扰机理

针对软式平台(HDB)、软式吊舱(HDP)和硬式平台(FB)3种典型加油方案研究了喷流对加油流场的影响。采用结构化多块网格和雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,通过带涡轮动力模拟器(TPS)和翼身组合体构型DLR-F6对数值方法进行了验证。通过对3种典型的空中加油方案进行数值模拟,并和不考虑喷流效应的空中加油流场进行对比,详细研究了不同加油方案中加油机喷流对受油机气动特性的干扰作用。结果表明:受油机升力系数、阻力系数以及低头力矩与无喷流相比均有增大。受油机在硬式平台加油方案中受喷流影响最小,但其横航向气动特性在软式吊舱加油方案中受加油机喷流影响较大。喷流对受油机的气动干扰主要表现在提高受油机来流动压、改变局部迎角以及对周边气流的引射作用,这些因素会导致受油机表面压力与无喷流相比发生较大变化。其中,局部迎角的改变是由喷流的加速效应及其对尾涡的耗散作用导致的。     

脉冲吹气对无缝襟翼翼型气动性能的影响

只有采用足够小的能量输入,获取更大的空气动力收益后,主动流动控制才有可能在真实飞机上获得更广泛的应用。脉冲吹气比定常吹气所需能量更少,控制效果更好,在改善翼型气动性能上得到广泛的研究。数值模拟了脉冲频率、占空比、动量系数等参数对无缝襟翼翼型升阻特性的影响规律,研究表明,脉冲频率接近于涡脱落频率时增升效果最好,当脉冲频率小于涡脱落频率时,阻力增加,当脉冲频率为涡脱落频率2倍时,阻力减小最多;动量系数较小时,占空比越小,冲击效应越强,增升效果越好;动量系数小于临界动量系数时,脉冲吹气增升效果优于定常吹气,当动量系数大于临界动量系数时,脉冲吹气控制效果低于定常吹气。研究脉冲吹气参数对翼型性能的影响规律,对采用周期性激励增升减阻、舵面增效的飞行器设计具有一定参考意义。