吸附式压气机叶栅气动性能计算模拟研究

为考察附面层吸附技术在压气机静子势流区叶型上的应用,采用流场数值计算方法对吸气叶栅流场进行模拟.结果表明:(1)对于高亚声速压气机叶栅,采用吸力面附面层吸除可提高叶栅的扩压度,但不一定能减小流动损失.(2)对于中亚声压气机叶栅,采用吸力面附面层吸除不仅可提高叶栅的扩压度而且能减小流动损失.(3)如果叶片吸力面靠后缘处有流动分离,吸气位置在分离区的上游较远处可抑制分离,若在分离区附近可能不利于抑制流动分离.      

飞机亚跨超绕流的数值模拟研究

本文以Euler方程为数学模型,采用一种高精度的TVD(Total Variation Dimishing)离散格式及一种含近似因式分解的推进迭代方法,求解亚跨超绕流’流场。通过若干算例的试算,证明方法是可行的,可以用来模拟飞机的复杂流场。     

亚音速、大攻角、时间域完全非定常机翼气动力的计算方法

 当前有关大攻角机翼气动力的数值方法,多数只适用于不可压情况。对于亚音速范围,只对定常情况进行过计算,至今尚未见到非定常方面的文章。为此,我们将文献[1]的方法作进一步发展,使之适合于计算大攻角非线性问题。由于亚音速非定常时间滞后以及尾涡形状不断变化,所以计算比较复杂,本文在处理过程中力求简单。     

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。     

亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的计算研究

本文提出了一种适于初步设计使用、具有良好精度的亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的综合性计算方法。对大迎角情况下的涡升力,采用吸力比拟原理计算;位流升力的计算,采用基本解的数值计算方法。关于机翼翼剖面头部圆度和涡破碎对涡升力的影响,进行经验性修正。翼身干扰的贡献,通过翼身干扰系数进行计算。并按文[4]原理,将亚音速计算方法推广到亚音速前缘的超音速情况。对几种机翼与翼身组合体的计算结果表明,本文方法具有方法简便、计算快速和符合设计精度要求的优点。     

基于ADRC迭代学习控制的四旋翼无人机姿态控制

针对农用无人机超低空表型遥感和喷药精准悬停易受地效扰动问题，提出了一种自适应ADRC姿态控制器。首先设计了基于ADRC的姿态控制器，结合四旋翼无人机平台在0.9~1.1、1.1~1.3、1.4~1.6、2.0~2.4、2.5~2.9、3.3~3.6 m/s侧向水平风、0.9~1.1 m/s （11°）、1.1~1.3 m/s （13°）、1.4~1.6 m/s （18°）、1.8~2.0 m/s （18°）、2.1~2.5 m/s （18°）前俯向风和侧俯向风下进行干扰的预测和控制量的补偿实验。实验结果显示使用ADRC姿态控制器后无人机抗风性能有较大提升。然而在存在初始误差时，ADRC固定带宽无法满足要求，进一步设计了自适应ADRC姿态控制器（ILC-ADRC）。通过迭代学习控制在线优化自抗扰控制器带宽，实现了不同增益观测器的自适应整定。实验结合四旋翼无人机平台分别进行了机头实际方向与期望方向偏离55°、90°、180°，水平风速1.1~1.3、1.4~1.6、2.0~2.4、2.5~2.9 m/s下使用ADRC和ILC-ADRC的对比。实验结果显示采用ILC-ADRC姿态控制器，在150次控制周期内，偏航角误差均在-15°~15°之间，满足四旋翼无人机偏航角控制精度要求，同时调节时间分别缩短了40%，16.67%，12.5%，53.33%，10.34%，13.95%，27.27%，58.66%，11.86%。     

基于流场计算的叶栅性能预测研究

通过对搜集到的损失和落后角模型进行优化筛选并修正,发展了一套基于S1流面计算结果的适用于亚音速叶型平面叶栅性能预测的组合模型。同时,考虑了轴向密流比对平面叶栅性能的影响,并验证了关于轴向密流比和落后角关联式的正确性。流场计算程序使用了S1流面无粘计算程序和附面层计算程序,更好地模拟了流场。通过计算与实验对比分析,验证了损失和落后角模型的有效性,为此类叶型的平面叶栅特性预测提供了数值计算技术。     

AN IMPROVED MEAN SURFACE METHOD FOR SUBSONIC PROPELLER NOISE PREDICTION

ＡＮＩＭＰＲＯＶＥＤＭＥＡＮＳＵＲＦＡＣＥＭＥＴＨＯＤＦＯＲＳＵＢＳＯＮＩＣＰＲＯＰＥＬＬＥＲＮＯＩＳＥＰＲＥＤＩＣＴＩＯＮＬｉＸｉａｏｄｏｎｇ；ＳｕｎＸｉａｏｆｅｎｇ；ＨｕＺｏｎｇａｎ；ＺｈｏｕＳｈｅｎｇ（Ｆａｃｕｌｔｙ４０７，ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉ...     

飞翼布局组合舵面航向控制特性综合研究

寻求高效实用的航向控制措施一直是飞翼布局飞行器设计的难点。提出了一种由外翼上翼面嵌入式阻力舵和其相对应的后缘副翼组成的组合舵航向控制措施,通过CFD方法、风洞试验和模型飞行试验3种研究手段,综合研究了单独部件和组合舵在低速、亚声速时的航向控制特性。结果表明：单独阻力舵的航向控制能力比较强,但与纵横向力矩耦合严重,需与其他舵组合使用;单独副翼的航向控制能力很弱,且与纵横向力矩耦合非常严重,建议不单独作为航向控制措施使用;组合舵的航向控制能力强,选取阻力舵与副翼的舵偏角角度差在0°~5°范围的组合舵方案,可以大幅度削弱与纵横向的力矩耦合程度,实现操纵舵面解耦设计;无论单独部件,还是组合舵,舵偏角为0°~6°范围的力矩变化规律较差,建议通过预置舵偏角等方式避开此角度区域。     

面对称重复使用运载器尾部喷流风洞试验

研究面对称重复使用运载器尾部发动机的喷流干扰特性对于飞行器设计具有重要意义。在中国航天空气动力技术研究院的FD-12风洞中开展了亚/跨声速飞行条件下的喷流试验。试验使用常温压缩空气作为喷流介质模拟发动机的高温燃气,采用的相似参数包括：飞行器的几何外形尺寸、飞行器的飞行马赫数、发动机喷管的出口马赫数、发动机喷流与自由来流静压比。试验结果表明了发动机喷流对全飞行器气动特性和体襟翼铰链力矩的影响随来流马赫数、喷管、体襟翼偏角等因素的变化规律。