涡桨飞机螺旋桨滑流气动干扰效应及流动机理

螺旋桨滑流对飞机各气动部件的干扰是涡桨飞机气动设计中面临的难点之一。以某双发涡桨支线客机为对象,采用数值模拟手段分析了滑流对机翼、平尾、垂尾的影响及其流动机理。计算采用基于动态面搭接网格技术的非定常方法,气动力与表面压力分布的计算结果均与实验值吻合良好。研究结果表明：在滑流影响下,全机升力和阻力有所增加,升阻比和纵向静稳定度有所降低,并在无侧滑状态下产生了滚转力矩和偏航力矩;在不同展向位置,滑流对机翼表面流动分离的影响存在显著的差异。在螺旋桨下行运动一侧,滑流的旋转减小了当地迎角,同时桨后气流速度较高,翼面流动分离被有效抑制。在螺旋桨上行运动一侧,滑流的旋转增大了当地迎角,而且桨后气流速度较低,因而翼面流动分离并未得到明显改善;在中小迎角下,滑流对背景飞机平尾当地的动压没有产生影响,但增加了下洗角变化率,进而导致平尾效率降低;垂尾的侧力与偏航力矩是由滑流的侧洗引起的,而滑流的侧洗又与左右两侧机翼升力分布的不对称性有关。     

关于超临界机翼Re数效应的机理研究

基于雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程耦合e^N-Database转捩预测方法,对某超临界机翼风洞试验条件下自由转捩和固定转捩流动特性进行数值模拟,研究转捩对其气动性能的影响。计算结果和试验结果对比验证了本文计算方法的可靠性。计算表明：相同迎角下,机翼转捩位置前移,激波位置随之前移,超声速面积减小,机翼升力系数因而减小;Ma=0.8自由转捩时,在迎角0°~1°之间,机翼剖面上翼面压力分布由较为平坦变为尖峰型,造成转捩位置急剧前移,是小迎角升力线丧失线性的主要原因。     

基于本征正交分解技术的高效气动弹性耦合计算方法

将降阶非定常涡格法与结构动力学方程耦合,构造出一种高效的气动弹性计算模型。计算模型中通过引入伪时间步迭代实现了气动与结构计算的紧耦合。另外,通过本征正交分解方法实现了计算模型的降阶。作为方法验证,文中将该方法应用于进行沉浮振荡运动的柔性薄板的气动弹性计算。计算结果表明,仅通过前7个POD模态就可以对涡格法的全模型进行很好的近似,并且该方法在损失很小精度（约1%）的条件下可以实现计算速度的大幅提升（约10倍）。在本文中,降阶模型在POD分析的样本变化范围内和变化范围外都有很好的表现。     

仿鸟复合振动的扑翼气动分析

仿鸟型扑翼飞行器在飞行机动性和飞行效率上有巨大发展潜力,是一种具有较高研究价值和应用前景的微型飞行器。由于仿鸟型扑翼飞行器的柔性扑动翼在扑动过程中会产生较大结构变形,同时扑动翼的扑动运动与机体的刚体运动会产生高度耦合,因此需要从气动、结构与飞行力学多学科耦合的角度对该类飞行器的气动特性和飞行稳定性进行分析。针对该类飞行器的气动机理、气动/结构耦合研究、飞行稳定性分析方法以及扑动翼的柔性对飞行稳定性的影响等方面进行了国内外现状的分析和总结。目前仿鸟型扑翼飞行器的发展还面临着诸多难题,尤其在非定常气动机理、气动/结构耦合的尺度律以及气动/结构/飞行力学的耦合方法等方面亟需进一步的突破和发展。     

飞行员的第三只

某新型头盔在弹射出舱试验时,由于受气流冲击作用,外盔遭撕裂破坏。该头盔内外盔之间存在较大的空腔,初步分析认为,弹射出舱时,外部高速气流通过缝隙（护目镜与氧气面罩之间、泄流孔等）冲入空腔,将可能产生较大冲击载荷。针对此特点,采取的求解策略为,首先求解定常N-S方程,模拟缝隙打开前头盔的外部流场;然后求解非定常N-S方程,模拟打开缝隙后外部高速气流冲击内外盔空腔的非定常过程,从而近似模拟头盔弹射出舱过中遭遇气流吹袭的瞬态过程。同时研究了来流速度、弹射高度以及迎角等因素对头盔遭遇气流冲击的影响,分析了内外盔遭受的动态载荷。研究结果表明：在高速气流冲击下,该头盔外盔侧边缘的瞬间内外压差达到0.6个大气压,且分布不均,可能是造成其被撕裂的主要原因。     

径向基神经网络在非线性非定常气动力建模中的应用研究

结合EKF算法（扩展卡尔曼滤波）和RTRL算法（实时递归学习算法）的特点,提出一种基于EKF的实时递归学习算法（EKF-RTRL）,运用到循环神经网络中（RNN）。应用该神经网络对某飞机大迎角大振幅单自由度偏航、滚转以及偏航滚转耦合运动的非定常气动力进行建模。结果表明,基于EKF的实时循环神经网络计算精度高,收敛快,辨识结果与实验结果符合较好,验证了本算法的有效性。     

用于压气机流动计算的3种模型比较

为了更好地对压气机流动进行模拟,在课题组自行开发的结构化有限体积解算器上实现了用于压气机流场计算的混合平面法、谐波平衡法及相滞后法.以NASA Stage 35为例,对3种方法的计算结果进行了比较分析.结果表明:相滞后法的计算精度最高,混合平面法的计算精度最低;相滞后法与半环的双时间推进法结果相近,计算速度提高了20倍;相比混合平面法,谐波平衡法能准确地模拟动静叶间的非定常干涉及进出口参数变化;在谐波阶数达到5阶后,谐波平衡法计算得到的结果不随阶数变化,且与相滞后法的结果基本吻合;混合平面法的计算效率远高于另外两种方法,相滞后法与谐波平衡法在谐波阶数为5阶时的计算效率相当.      

壁温对隔离段激波串振荡的影响

为了探索存在换热条件下超燃冲压发动机隔离段内部的复杂流动机理,采用2阶精度的非定常数值模拟程序研究了壁温对隔离段内部激波串振荡特性的影响。结果表明:压力振荡曲线与激波串前缘位置之间存在紧密关系。此外,随着壁温升高,隔离段壁面压力振荡的频率减小、振幅增加。研究还发现,隔离段压力振荡标准差最大值位于激波串前缘激波及其与上下壁面边界层相互作的位置,而湍动能最大值则分布在分离区后侧剪切层区域内。      

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。      

双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算方法研究

为了获得不同飞行状态下双模态超燃冲压发动机最大供油状态,在集总参数方程的双模态超燃冲压发动机性能计算模型基础上,通过分析双模态超燃冲压发动机堵塞边界条件及工作机理,发展了最大供油模态流量平衡的求解方法,并以此为基础建立了双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算模型。给出某飞行条件下的最大供油模态迭代计算过程,并详细描述了其所表征的物理现象,其流量平衡计算精度达10~(-4),并在此基础上完成了不同飞行马赫数下的最大供油模态计算,获得相应的燃烧室最大供油量及隔离段/燃烧室沿程参数分布。结果表明,该计算方法可实现双模态超燃冲压发动机最大供油模态的流量平衡计算,并能精确地捕捉给定燃油分配形式下的燃烧室最大供油量。