变转速旋翼气动特性分析及试验研究

直升机旋翼以固定不变的转速工作,仅能使有限状态的旋翼效率达到最优,而通过旋翼转速的变化,可以实现不同飞行状态下的旋翼效率最优.为了研究不同旋翼转速时的旋翼气动特性,首先建立了适合旋翼在低转速飞行情况下的气动特性分析模型,该模型包含了Leishman-Beddoes非定常动态失速模型与适合于低马赫数(Ma＜0.3)分析的Sheng失速修正模型;其次,在低速风洞2.5m旋翼模型试验台上试验研究了模型旋翼的悬停效率及前飞需用功率与旋翼转速之间的关系.试验与计算结果的对比表明:所建立的气动分析模型能够准确地计算旋翼在低转速情况下的气动特性;通过优化旋翼转速,增大了桨叶剖面迎角,提高了桨叶剖面的升阻比;并且当旋翼以最优转速旋转时,模型旋翼的悬停效率最大可以提高32％,前飞需用功率最大可以降低22％.     

剪刀式尾桨悬停状态气动力及噪声特性计算研究

建立了一个基于计算流体力学(CFD) /FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的预测剪刀式尾桨悬停状态气动性能和噪声特性的分析方法.该方法首先采用CFD方法对尾桨流场进行求解,并应用嵌套网格技术对流场空间进行离散.控制方程采用非惯性坐标系下的Navier-Stokes方程,空间方向采用二阶迎风格式(Roe格式)进行求解,时间方向采用隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式进行推进.在此基础上,采用FW-H方程将尾桨噪声声压扰动传播至远场,以获得尾桨的噪声特性.应用该方法对两种剪刀式尾桨构型(“L”构型和“U”构型)进行了计算研究,对比分析了剪刀式尾桨在气动力和噪声方面与常规尾桨的差别,以及两个重要构型参数(剪刀角和轴向间距)对剪刀式尾桨气动力和噪声的影响规律.计算结果表明,构型参数对剪刀式尾桨气动力和噪声特性影响很大,合理地选择构型参数可以降低尾桨噪声水平.     

基于动网格法的翼型启动过程数值模拟

采用动网格法对NACA4421翼型以15°攻角启动过程进行了数值模拟。计算给出了启动过程中尾缘启动涡的生成、脱落与绕翼型环流充分发展的瞬态流场及气动力特性变化曲线,并对升力数据进行了拟合。计算结果表明,启动瞬间,上翼面最大负压和上下翼面最大压强差均出现在翼型后半段,随后逐渐向前缘移动,最终稳定在前缘点附近。下翼面最大正压点和上下翼面压差随弦向位置的最大变化率则始终维持在前缘点附近。加速过程中,整个翼型受到的升力近似于瞬时速度的二次幂指数的规律变化。加速段结束后,翼型转入匀速运动的瞬间出现升力小幅下降的现象,之后逐渐回升至稳定升力。     

An extrapolation approach for aeroengine’s transient control law design

Transient control law ensures that the aeroengine transits to the command operating state rapidly and reliably. Most of the existing approaches for transient control law design have complicated principle and arithmetic. As a result, those approaches are not convenient for application. This paper proposes an extrapolation approach based on the set-point parameters to construct the transient control law, which has a good practicability. In this approach, the transient main fuel control law for acceleration and deceleration process is designed based on the main fuel flow on steady operating state. In order to analyze the designing feature of the extrapolation approach, the simulation results of several different transient control laws designed by the same approach are compared together. The analysis indicates that the aeroengine has a good performance in the transient process and the designing feature of the extrapolation approach conforms to the elements of the turbofan aeroengine.     

流量分配对涡轮叶片内通道压力分布特性影响的实验研究

为掌握某型涡轮叶片内流通道不同出流位置的流量分配比例对该通道压力系数分布的影响规律.对该通道进行合理简化并根据相似原理,采用几何放大模型,在通道进口雷诺数Re=2.7×10^4～3.4×10^4的条件下,研究出流孔一、出流孔二及出流孔三5种不同流量分配情况的通道压力系数分布,结果表明：三处出流位置流量分配的变化对第一通道压力系数的影响并不明显,而对第二和第三通道的压力系数有明显影响;减小出流孔一、出流孔三流量分配比例以及增加出流孔二的流量分配比例会使通道压力系数整体较低;增加出流孔三流量分配比例使第三通道压力系数整体较高且沿流程下降趋势缓和.     

小子样疲劳试验数据的特征寿命估算方法评估

疲劳试验数据一般属小子样范畴,在Weibull寿命分布的假设下应考虑特征寿命的统计置信度.总结特征寿命概率估计的贝叶斯法和虚拟增广样本的Bootstrap法,通过2024-T3直耳片的七组疲劳试验数据对二者进行对比和评估.针对EDF拟合检验法无法对特征寿命估计值的合理性提供实质性指导的问题,提出一种新的试验样本数据全部落入寿命分布（1-a）双侧百分位区间的判定方法.结果表明：Bootstrap法的特征寿命估计值比贝叶斯法偏大;本文提出的判定方法可有效定性判断特征寿命估计值偏大或偏小.     

平流层飞艇大迎角气动特性分析

为了获得大迎角下的平流层飞艇的气动特性,基于N-S方程及k-ωSST湍流模型,对某平流层飞艇的大迎角气动特性进行数值模拟分析.结果表明：平流层飞艇的大迎角失速特性及力矩特性与飞机具有较大的区别,飞艇的失速迎角较大（45°左右）;俯仰力矩特性在失速前呈现完全不同的两种趋势,小迎角范围内其静不稳定,迎角增加到一定程度后变为静稳定且维持该状态直至失速.研究结果对平流层飞艇的大迎角操稳设计、飞控设计具有重要的参考意义.     

1000kV特高压钢管构架雷暴冲击风致振动响应研究

1000kV钢管构架属于风敏感结构,风与结构的相互作用十分复杂,风荷载常常是设计的主要控制荷载。本文以某一特高压钢管构架为工程背景,详细研究了冲击风风场的数值模拟方法,应用Wood竖直风剖面方程与Holmes经验模型模拟平均风场,以及使用稳态高斯随机过程模拟冲击风脉动风场,使得模拟的风场与实际的雷暴冲击风较为一致。利用精确的有限元模型,获得了结构的自振动力特性,在时域内得到了构架风致振动响应时程。研究了结构位移平均值、位移均方根值和加速度均方根值的分布特点,同时计算比较了不同风场时构架典型节点的风振系数。通过研究,揭示了1000kV钢管构架的风致振动特性,结果可作为构架结构抗风设计的参考。     

基于Matlab／Simulink的航空发动机部件级建模与分析

借助Matlab搭建完整的双轴涡轮风扇发动机模型,对各部件进行封装,利用Simulink显示模块观察仿真结果。在动态仿真时,引入容积动力效应,避免反复迭代过程,提高模型实时性。与GSP仿真软件结果进行对比,结果表明：所建立的模型具有较高精度,可以准确捕捉航空发动机的动态响应和稳态响应。     

飞机带翼尖弹着陆响应研究

某型飞机机翼挂装翼尖导弹对机翼结构设计和结构分析提出了诸多全新课题 ,如结构的振动响应和气动弹性动响应。本文就某型飞机着陆时的结构振动响应作了初步分析。