转子叶栅非同步振荡发声特性研究

轴流压气机转子叶片排振荡疲劳失效是常见的气动弹性失稳问题。当转子叶栅处于非同步振荡状态下时,压气机管道内部将伴随着异常噪声的产生,这类噪声的频率既不是分布在叶片通过频率及其谐波上,也不是分布在转子轴频率及其谐波上,同时也不满足简单多普勒效应。为了解释这种异常噪声现象,以三维升力面理论为基础,讨论叶片对其附近流体施加非定常载荷的发声问题,给出了转子叶栅振荡异常发声问题的物理解释,建立了声场频率及模态特性与转子声源特性的直接关系式,并给出了频率特性不同于叶片通过频率且不符合简单多普勒效应的完整解释。在此基础上,通过机理性实验研究证实了该模型的正确性。实验结果表明,理论预测声场的频率和周向模态特性与实验结果完全一致。     

磁悬浮飞轮用新型异极性永磁偏置径向磁轴承

为满足应用于航天器姿控、储能的磁悬浮飞轮采用的扁平构型或高转速转子需求,提出了一种新型异极性永磁偏置径向磁轴承,具有轴向长度短、结构紧凑的优点,有利于扁平转子或高速转子的磁悬浮控制。在新型径向磁轴承磁路分析的基础上,通过应用于50 Nms反作用飞轮的设计实例,经仿真分析,校验了新型径向磁轴承的基本性能;并与传统同极性永磁偏置径向磁轴承进行了比较,验证了新型径向磁轴承的优点。     

悬停状态下小型共轴直升机操纵响应特性分析

从在研共轴双旋翼直升机的工程实际出发,建立了悬停状态下旋翼非定常气动特性的计算模型.引入Leishman-Beddoes指数函数的半经验公式,建立了二维翼型非定常气动模型;引入干扰因子到动态入流模型,建立了反映共轴双旋翼直升机上下旋翼气动干扰的诱导速度模型;从桨叶的挥舞动力学模型出发,利用四阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解.通过计算分析,得到了悬停状态,总距突增时上下旋翼升力和扭矩的动态响应特性,并分析比较了半差动和全差动航向控制方式的操纵响应差别,为共轴式直升机机动特性的研究作了必要的准备.      

计入畸变修正的旋翼尾迹前飞状态稳定性分析

现有的旋翼尾迹稳定性分析方法在涡线过近处会得出不现实的过大发散率结果,因而存在一定的局限性。为了消除这种前飞状态下尾迹高度畸变对其稳定性分析所造成的不合理干扰,提出了一个旋翼尾迹在正弦扰动下,结合涡线畸变修正的线性化稳定性分析方法。在该方法中,将尾迹涡线离散为一系列涡元,并对其端点施加沿尾迹涡线分布的正弦扰动;考虑了桨尖涡的自诱导、互诱导以及与桨叶的干扰作用,并创新地引入在伪涡核对稳定性分析中,因尾迹高度畸变产生的不合理干扰而进行的修正。以H-34型直升机旋翼模型为例,在前飞状态下,重点计算分析了尾迹向后飘移、涡核大小和前飞速度等对旋翼尾迹稳定性的影响。研究结果表明:引入伪涡核模型可以有效地修正在涡线过近处所产生的不现实稳定性分析结果;前飞速度、涡核大小等因素会在一定条件下有限地影响尾迹的不稳定性,但都不改变前飞状态旋翼尾迹的本质不稳定性。     

面向飞机总体设计的开式转子发动机分析模型

应用高速桨扇试验数据与涡轴核心机估算模型相结合的方法,建立了一种快速的、能用于飞机总体方案论证阶段的开式转子发动机分析模型.它使用少量的总体参数即可估算出开式转子发动机推力与耗油率特性、质量和外形尺寸,计算速度快.通过对比模型的估算结果与文献的试验数据,证明其精度能够满足飞机总体初步方案论证的要求,可用于评估采用开式转子发动机带来的收益.      

液体火箭发动机涡轮泵转子弯扭耦合振动研究

为获得转子振动特性,针对液体火箭发动机涡轮泵转子系统建立了其在密封流体激振作用下的弯扭耦合动力学模型。通过数值仿真和试验研究了涡轮泵转子系统弯扭耦合振动的动力学特性,结果显示在密封流体激励作用下弯扭耦合振动的非线性特性显著。还研究了偏心距对涡轮泵转子系统弯扭耦合振动的影响。本研究可为液体火箭发动机涡轮泵转子的结构设计、诊断与维护提供可靠信息。     

盘轴转子系统临界转速计算的改进传递矩阵法

在用传递矩阵法分析转子系统的临界转速时,传统的方法是忽略轮盘的厚度,将轮盘的传递矩阵作为点矩阵来处理的,这样会导致转子轴的刚度比实际模型的低,进而导致临界转速的计算结果偏低。本文将通过轮盘的传递矩阵作为场矩阵来处理,对计及轮盘厚度的传递矩阵进行了推导。分别使用传统传递矩阵法和本文提出的改进传递矩阵法对2个盘在不同位置的单盘转子模型以及一个多盘转子系统的临界转速进行了计算。对比结果表明,传统传递矩阵法的计算误差很容易就会达到一个不可忽略的水平,改进的传递矩阵法解决了这一问题。     

旋翼跨音速非定常黏性绕流的高效CFD模拟方法

为提高旋翼跨音速黏性绕流CFD模拟的效率,建立了一套基于隐式LU-SGS算法和OpenMP并行策略的旋翼非定常流场高效数值求解方法。首先,基于二维剖面翼型的Poisson方程求解和网格插值、翻折方法生成绕桨叶的O-C-O型贴体正交网格,并采用高效的"扰动衍射"(Disturbance diffraction method,DDM)挖洞方法、并行化″Inverse map″(IM)的贡献单元搜索方法,构建了旋翼运动嵌套网格系统。在此基础上,以耦合S-A湍流模型的非定常RANS方程为主控方程,对流通量采用高精度的Roe-MUSCL格式进行离散,时间推进采用隐式LU-SGS双时间方法,同时采用OpenMP并行策略加速旋翼流场求解。最后,运用所建立的方法分别对悬停ONERA 7A旋翼、前飞Caradonna-Tung(C-T)旋翼无升力状态及SA349/2旋翼有升力状态的气动特性及涡尾迹特征进行了模拟,通过与试验值对比验证了文中方法在旋翼非定常流场CFD模拟中的有效性和高效性。     

变直径旋翼直升机飞行性能研究

为了研究旋翼直径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率。通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行高度之间的关系来确定直升机需用功率的降低幅度,同时也分析了旋翼桨距和机体倾斜角随旋翼半径和前飞速度的变化趋势。在中高速飞行时,特别是高速飞行时,旋翼半径的变化可以显著地提升直升机的性能。当飞行速度为200km/h、旋翼半径减小20%,需用功率可降低37.6%。随着飞行高度的不断增加,在低速到中速飞行时直升机功率减小幅度会减小,在高速时功率减小幅度会增大。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼半径减少而增加,机体纵横向倾斜角随半径减小而减小。     

直升机气动噪声研究进展

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标准完善和噪声控制技术研究等方面已成为必不可少的研究和验证手段。直升机气动噪声的理论体系不断完善,包括声类比法、Kirchhoff/CFD 混合法等旋翼气动噪声分析方法都已形成分析程序,成为直升机研发的有效工具。直升机气动噪声的抑制仍然以旋翼桨尖设计为主,飞行轨迹优化、旋翼噪声主动控制等新技术已实现飞行验证,但尚未进行型号应用。在用户和市场需求的推动下,在新型直升机的研发中,引入气动噪声的抑制技术将是必然的发展趋势。