基于时间步进自由尾迹的旋翼总距突增气动响应分析

自由尾迹的桨叶气动模型中,考虑了由于桨叶预扭导致尾随涡不在同一个平面对控制点诱导速度的影响,翼型气动模型采用Leishman-Beddoes非定常气动模型,并推导得到操纵下的桨叶挥舞运动方程。采用二阶精度时间步进格式,耦合桨叶气动模型、挥舞运动方程,构建时间步进自由尾迹算法。而后计算旋翼尾迹在操纵条件下的变化历程,得到旋翼的气动响应。通过计算结果与实验数据的对比,验证方法的可行性,并分析操纵速率、预扭对气动响应的影响。     

旋翼桨尖涡模型及其在自由尾迹分析中的影响

 建立了一个旋翼桨尖涡初始涡核半径计算模型,用于消除旋翼自由尾迹分析中桨尖涡涡核半径依靠经验设定的现状。该方法利用涡量和涡矩守恒关系,考虑旋转效应的影响,并修正Vatistas涡量分布函数,得到了一个关于桨尖涡初始涡核半径与桨叶附着环量分布之间的非线性关系。将新建立的初始涡核模型同先前建立的涡核扩散与拉伸模型以微分方程初值问题的形式组成一个完整的桨尖涡模型,并将其应用于自由尾迹分析方法中,分别对两副模型旋翼的悬停尾迹进行分析。计算得到的桨尖涡初始涡核半径和展向位置与实验测量值的对比表明本文模型具有较高的准确性。此外,讨论了涡核湍流动量扩散效应在自由尾迹分析中的影响,分析表明该效应对自由尾迹分析的收敛性有重要影响。     

基于壁面射流理论的直通篦齿透气效应的修正

分析和归纳了几种直通篦齿泄漏量工程算法的特点,在自由射流理论Vermes算法的基础上考虑壁面效应即运用二维壁面射流理论推导了直通篦齿透气效应残余动能因子,并与Vermes算法和数值模拟计算结果进行了对比.结果表明:篦齿齿腔内的射流流动为典型的壁面射流扩散过程,主流流速分布具有自相似性;采用二维壁面射流理论计算得到残余动...     

Effects of temperature distribution and level on heat transfer on a rotating free disk

In gas turbine engines, with the existence of the intense forced convection and significant buoyancy effects, temperature distribution and level on turbine or compressor disks affect the heat transfer characteristics strongly. In this paper, numerical simulations were performed to analyze these influences for a free disk, with the laminar and turbulent flow respectively. The influences of temperature distribution on the heat transfer were observed by using incompressible cooling air, and temperature profiles of nth order monomial and polynomial were assumed on the disk. The analysis revealed that the heat transfer for two flow states on the free disk is determined by the exponent n of the monomial profile when specifying the rotating Reynolds number; for an arbitrary polynomial profile, the local Nusselt number can be deduced from results of monomial profiles. To study the effects of temperature level on heat transfer singly, monomial profiles were used and the local Nusselt number of compressible and incompressible cooling air were compared.And both for two flow states, the following conclusions could be drawn: the relative difference of local Nusselt number is mainly controlled by nondimensional local temperature difference, and almost independent of the monomial's coefficient C, exponent n and the rotating Reynolds number. Subsequently, a correction method for heat transfer of the free disk is presented and verified computationally, with which the local Nusselt number, obtained with a uniform and low temperature profile, can be revised by arbitrary distribution and high temperature magnitude.      

型腔充填过程中气液两相流计算及三维自由表面的确定

针对液体充填型腔过程的特点,在固定计算域中数值模拟型腔充填过程中气液不相混两相流流场。采用了体积守恒形式的连续性方程,以防止由于气液两相密度差大而引起的数值求解中的不收敛现象。将PHOENICS软件的流场计算与守恒标量求解大变形自由表面的方法相结合,在固定计算域中完成了数值模拟三维液态充填型腔的过程。针对两种情况下的计算结果表明,本文提出的方法可用于高速充填过程和复杂型腔充填过程的数值模拟。     

直升机旋翼对机身气动干扰的计算

基于旋翼自由尾迹模型和三维机身源面元模型，建立了一个全耦合的旋翼／机身气动干扰迭代计算方法。为正确模拟旋翼桨尖涡与机身表面间的大定常贴近干扰，采用了一个“分析数值匹配法”的“贴近涡／面干扰模型”。应用该计算方法，分别计算了旋翼干扰状态下的机身表面点的非定常压强分布和机身的非定常气动升力，俯仰力矩随前进比的变化，以及干扰前后的机身定常压强分布。计算表明，机身上由于旋翼的干扰引起的非定常气动载荷呈现出与旋翼相同的周期性。然后，对比了本“贴近涡面干扰模型”和先前“截断涡线模型”对干扰计算的影响，表明了前对计算结果的重要改进。     

时间依赖边界条件在亚声速自由射流数值模拟中的应用

对亚声速自由射流进行数值模拟时，无法预先给定远场边界和无反射入流边界上的速度值。以往采用的黎曼不变量在自由边界上给定无反射条件的处理方法，只给出了这些边界法线方向上的一维特征关系。时间依赖边界条件是一种高精度的边界处理方法，可以很方便地处理计算中遇到的各种边界，广泛地应用于DNS中。我们将这种边界条件用于定常流动的计算中，计算了出口马赫数为0．4和0．7的轴对称自由射流，获得了与实验结果吻合的数值模拟结果。     

参数不确定空间机械臂系统的增广自适应控制

讨论了载体位置与姿态均不受控制的漂浮基两杆空间机械臂系统的控制问题,为此对系统的运动学、动力学作了分析。结果表明 :结合系统动量守恒及动量矩守恒关系得到的系统广义Jacobi关系、以及系统的动力学方程将为系统惯性参数的非线性函数。证明了借助于增广变量法可以将增广广义Jacobi矩阵以及系统动力学方程表示为一组适当选择的惯性参数的线性函数。在此基础上,给出了系统参数未知时,空间机械臂末端抓手跟踪惯性空间期望轨迹的增广自适应控制方案。通过仿真运算,证实了方法的有效性。     

外流对塞式喷管性能的影响

为了了解外流对塞式喷管性能的影响。本文从N-S方程出发，采用NND格式对塞式喷管有外流的流场进行了数值模拟，重点研究了外流马赫数和外流迎角对塞式喷管的影响，研究表明，在一定飞行高度下，外流会使塞式喷管的性能降低，并且外流为亚声速时对塞式喷管的影响较小，在跨声速和超声速时影响较大；当外流有迎角时，会改变塞式喷管推力矢量，正迎角会使塞式喷管性能得到补偿，负迎角则会降低塞式喷管的性能，随着背压减小，外流对塞式喷管的影响也会减小。     

水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望

介绍国外水平风洞模型自由飞试验技术研究现状,阐述水平风洞模型自由飞试验平台的组成、作用与意义,重点展望该试验技术的应用前景。对试验平台中动力相似模型设计加工技术、动力模拟技术、舵机运动控制技术、模型姿态实时精确测量技术、飞行控制系统设计与集成技术等关键技术问题进行分析,对发展该试验技术具有指导作用。完善水平风洞模型自由飞试验技术,把传统风洞试验拓展到流动-飞行-控制一体化试验,有利于全面研究和充分挖掘飞行器的气动性能与控制性能,对新一代飞机器的发展、新概念新技术的工程应用将起到重要的推动作用。