LTRAN2的一种改进方案

本文提出了LTRAN2的一种改进方案BTRAN2用来分析翼型的各种频率的非定常运动。用E-O调转换格式和ADI方法求解了完全的二维非定常跨音速小扰动位流方程,并用单调转换的AF2格式计算了定常跨音速小扰动方程,以此作为非定常计算的初场。本文给出了带后缘正弦振荡襟翼的NACA 64 A006翼型的绕流和做正弦俯仰振荡的NACA 64 A010翼型的绕流计算结果,它们与Euler方程解或实验数据很吻合。     

直升机旋翼尾迹研究的进展

 通过对直升机旋翼尾迹分析方法现状的考查,提出相应于“自由尾迹”的“约束尾迹”概念,设想了在约束条件限制下进行尾迹分析的一类新方法——约束尾迹分析法。其基本点在于通过实验分析,建立可靠的尾迹约束条件,既可克服预定尾迹分析的局限性,又可克服自由尾迹分析过于理想化的缺点。其目的是减少计算量,提高计算结果的可靠性。     

NONLINEAR INVERSE SIMULATION FOR THE MANEUVERING FLIGHT OF COAXIAL ROTOR HELICOPTERS

ＮＯＮＬＩＮＥＡＲＩＮＶＥＲＳＥＳＩＭＵＬＡＴＩＯＮＦＯＲＴＨＥＭＡＮＥＵＶＥＲＩＮＧＦＬＩＧＨＴＯＦＣＯＡＸＩＡＬＲＯＴＯＲＨＥＬＩＣＯＰＴＥＲＳＣａｏＹｉｈｕａ（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＡｉｒｃｒａｆｔＤｅｓｉｇｎ，ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔ...     

多部件模型在全尺寸小型双函道涡扇发动机气流数值模拟中的应用

利用高阶单调Ｇｏｄｕｎｏｖ显／隐格式求解全尺寸小涡扇发动机Ｓ２流面上带粘性力项的非定常Ｅｕｌｅｒ方程组,获得了令人满意的稳定收敛解。对多部件模型方法在双函道小涡扇发动机气流数值模拟应用中存在的问题提出了建议。     

飞机外形网格拓扑和多块网格拼接技术

多块网格方法成功的关键在于网格拓扑的选择和块与决之间的拼接方法。针对真实飞机外形多块网格生成,本文分析研究了翼类和体类部件的各种网格拓扑;论述了翼身组合体的多块网格非结构连续拼接技术;指出连续拼接方法的缺点,以及相应的解决方法;同时,还讨论了分块策略和确保块与块之间网格线完全连续拼接的方法;通过实例进一步阐述了本文工作的另外一些独到之处。     

关于两方程湍流模型的考虑

通过对两方程湍流模型的分析,提出了在主流区或远壁区用两方程模型,近壁区用代数湍流模型的思路,即所谓的“双层”模型概念。通过对平板湍流附面层的计算表明,这种分层计算措施获得的速度分布、壁面剪切力较单纯应用低雷诺数两方程湍流模型时的结果准确。对非均匀来流条件下90°弯管内高湍流度流场的计算表明,双层模型可获得更加准确的速度分布。从而表明本文提出的分层计算措施是有效的,可满足工程计算要求。      

直升机非线性运动方程及其数值分析

基于牛顿法建立了单旋翼带尾桨直升机的非线性运动方程，提出了一种求解直升机非线性运动方程的数值方法。建立方程时，用欧拉角描述直升机在空中的姿态，旋翼采用有挥舞铰且在铰上带有弹性约束的模型，桨盘处的入流采用线性模型，通过对一算例直升机的操纵响应进行数值仿真，将非线性与小扰动线性化的直升机运动方程进行了对比分析。结果表明：从操纵输入到随后的2s左右，非线性和小扰动线性化的直升机运动方程的计算结果非常接近，但在此之后，非线性运动方程的计算结果更能反映直升机的运动规律。     

飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究

本文研究了以平衡攻角为中心作单自由度俯仰振荡的飞船返回舱 ,其动态稳定形态随来流M∞ 的变化。设θ(t)是由平衡攻角起算的俯仰振荡角 ,Cm 是作用在飞船返回舱上的气动俯仰力矩系数 ,Cμ(θ, θ)· θ是机械阻尼力矩 (自由飞行时为零 ,实验时要计入其影响 ) ,文中给出飞船返回舱在平衡攻角处的俯仰振荡动态稳定性判据 ,并证明λ =λ(M∞) = Cm θ0+Cμ(0 ,0 ) 1 - Cm ¨θ0 是决定动稳定形态的重要参数。如果随M∞ 的变化 ,λ(M∞)由λ<0经过λ =0变化到λ>0 ,则飞船返回舱将由稳定的点吸引子形态 (即稳定在平衡攻角状态 )演化为周期吸引子形态 (即作周期振荡 )。对应于λ(M∞) =0的马赫数就是飞船返回舱的俯仰运动出现Hopf分叉的临界马赫数Mcr 。本文首先分析了飞船返回舱所受动态气动俯仰力矩的依赖状态变量 ,然后应用非线性动力学理论对飞船返回舱的俯仰运动进行了定性理论分析 ;最后耦合求解俯仰振荡方程和非定常Navier Stokes方程 ,数值模拟了飞船返回舱俯仰振荡随来流马赫数变化的Hopf分叉过程 ,验证了分析结论     

悬停及前飞状态下旋翼／机身的气动力干扰

为了获得施旋翼／机身的气动力干扰概念，利用ＢＯ－１０５旋翼模型和Ｚ－９机身模型在气动中心８米×６米风洞进行了悬停及前飞实验。结果表明，旋翼与机身之间的气动力干扰，主要是旋翼下洗尾流对机身气动力的影响。悬停时，下洗尾流使机身产生负升力、俯仰力矩和偏航力矩。等拉力系数配平前飞时，由于旋翼下洗尾流的向后偏斜，对机身法向力的干扰百分比比悬停时小，对机身偏航力矩和俯仰力矩仍有影响，并产生了侧向力干扰。机身的存在，悬停时使旋翼最大气动效率提高约１％；前一以时使旋翼总距操纵量平均减小约０．４°，前飞需用功率平均减小约１．３％。     

BO－105旋翼模型第二期8米×6米风洞对比试验

１９９２年７月，在保持桨尖马赫数不变（ＭＴ＝０．６４）的条件下，利用ＢＯ－１０５旋翼动力相似模型（１：２．４５），在气动中心低速所８米×６米风洞进行了第二期悬停和前飞对比试验。本期试验结果与１９９０年的第一期试验结果以及国外的有关结果有较好的一致性。悬停时，旋翼功率～拉力特性、旋翼口质因素、桨叶稳态挥舞力矩、桨毂力矩特性等皆与１９９０年试验结果和国外试验结果吻合较好。等拉力系数配平前飞时，旋翼各操纵角～前进比曲线和前飞需用功率～前进比曲线与德国宇航院（ＤＬＲ）的试验结果比较一致。但桨叶信号与１９９０年的结果尚有一定差别。