垂尾抖振响应的鲁棒-FxLMS主动控制试验

针对垂尾模型低阶模态抖振响应的主动控制问题,设计鲁棒控制器对次级通道进行反馈式阻尼补偿,建立了多模态的RFxLMS控制器,采用宏纤维复合材料压电作动器,开展了垂尾抖振响应压电主动控制的地面模拟试验。试验结果表明,RFxLMS控制器具有收敛速度快、控制效果好的优点,并且相比于单独的FxLMS控制器或鲁棒控制器,对垂尾抖振响应具有更好的控制效果。进一步开展了垂尾抖振响应主动控制的风洞试验。结果表明,RFxLMS控制器在多个试验工况下均有稳定的控制效果,并提升了控制系统的性能,垂尾抖振受控响应的RMS值比无控响应的RMS值降低了39.7%~48.1%。     

基于labview的电涡流测距仪的设计

本文结合计算机等相关技术,提出了一种基于labview的电涡流传感器测量的方法。电涡流位移传感器存在非线性,人工标定存在误差,标定金属材料单一等矛盾,笔者通过实验与仿真研究来解决并在此基础上用labview软件实现了检测结果的界面显示。     

折流燃烧室间接点火过程研究

为了研究某折流燃烧室的间接点火过程,对三种不同初始火核位置的燃烧室进行大涡模拟计算,并结合燃烧室点火试验和性能试验进行验证。研究结果表明：折流燃烧室的主燃区可分为三个区域,分别是主回流区、横跨气流区以及次回流区;燃烧室点火成功的关键在于初始火炬进入次回流区;通过大涡模拟计算得到的贫油点火边界油气比与点火试验结果的绝对误差在0.004以内。     

旋流数对分层旋流流场影响的大涡模拟研究

为了深入理解分层旋流流场特征和燃烧稳定性,采用OpenFOAM对分层旋流燃烧器的冷态和燃烧流场进行了大涡模拟。研究了旋流数对分层旋流流场结构和非稳态特性的影响。采用Q准则显示了流场中的瞬时涡结构;利用功率谱分析了流场中的进动特征。结果表明：在冷态工况下,旋流对回流区的位置和大小影响较小。随着旋流数增大,出口气流受到旋流诱导的离心作用,流动发散,流场扩张角变大,流场下游出现二次回流区。平均流场的三维流线与螺旋涡在空间中均表现成正交关系,表明螺旋涡是由剪切层Kelvin-Helmholtz不稳定性产生。在燃烧工况下,随着旋流数增大,回流区的面积增大,平均温度分布不断沿径向扩张,火焰锋面脉动增强,涡旋发生破碎的位置明显向上游移动。     

增强立尾效益的主动流动控制

本文叙述和讨论了某些增强立尾效益的主动流动控制（AFC）技术的研究。在NASA ERA项目支持下Rensselaer学院完成了4%和5%缩比立尾模型的合成射流AFC风洞试验,加州理工学院完成了14%缩比立尾模型的振荡射流AFC风洞试验,后者表明当动量系数为1.7%时可获50%的侧向力增量。基于将上述两种AFC技术集成于飞机系统的可行性研究,Boeing在Ames NFAC（40 ft×80 ft风洞）完成了B-757全尺寸立尾风洞模型试验,在风速为100 knots,方向舵偏角为30°和侧滑角为0°与-7.5°下,得出采用31个振荡射流激振器可获得20%侧向力增量。NASA ERA项目组与Boeing共同努力在2015年春实现了装有31个振荡射流激振器的B-757 ecoDemonstrator飞行试验。飞行员反馈和13%~16%侧向力增量的飞行试验初步分析结果表明了振荡射流AFC技术的成功。     

基于MHD模拟数据的正午午夜子午面磁层顶位形研究

通过分析太阳风-磁层-电离层系统的三维全球磁流体力学(MHD)模型的计算数据, 给出了正午-午夜子午面磁层顶位形的定量模型. 分析表明, 正午-午夜子午面磁层顶位形可以用文献[3]提出的基于卫星观测数据的、描述赤道面磁层顶位形的函数来描述. 与赤道面磁层顶不同, 正午-午夜子午面磁层顶位形更为复杂. 在忽略极尖区(cusp)的简化条件下, 磁层顶位形仍需利用两条曲线来拟合. 太阳风动压Dp与行星际磁场分量Bz是控制磁层顶位形的主要因素. 行星际磁场为北向时, 磁场增强, 日下点距离r0增大; 行星际磁场为南向时, 磁场增强, 磁层顶日下点距离r0减小. 整体而言, 行星际磁场分量Bz由南转北时, r0增大, 且Bz对r0的影响减弱. 太阳风动压Dp是控制磁层顶日下点的主要因素, Dp增大, r0减小. 磁层顶位形的另一个参数磁层顶磁尾张角α, 随着行星际磁场南向分量增强而增大, 即磁层顶张开程度更加显著, 更多的磁通量由向阳侧传输到夜侧; Dp增大, α略增大, 这意味着Dp对磁通量由日侧向夜侧的传输也有一定的贡献.      

后台阶流动的Hybrid RANS/LES模拟

采用雷诺平均的Navier-Stokes和大涡模拟混合的方法对后台阶流动进行了数值模拟,并与实验结果进行了对比;分区尺度采用IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)模式:来流包含背景湍流度时,混合方法转化为WMLES(Wall Modeling in LES)模拟,除了近壁区外的大部分区域都是直接求解;不包含来流湍流度时,转化为DDES(Delayed Detached Eddy Simulation)模式,附面层采用纯RANS模拟,大分离流动区用类脱体涡模拟方法模拟;对流通量的离散采用迎风型低耗散通量分裂格式和中心型四阶偏斜对称格式组合的模式;湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型;亚格子长度尺度取决于网格分布和到壁面的距离.      

直升机旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响

悬停和侧滑状态的直升机主旋翼桨尖涡将穿透尾桨桨尖平面,由此导致尾桨非定常气动载荷发生明显变化。为更准确地模拟由主旋翼/尾桨干扰产生的尾桨非定常气动载荷变化,通过在面元压力项中增加由旋翼桨尖涡诱导的时变项,体现旋翼桨尖涡速度和几何时变对桨叶非定常压力的影响,同时采用涡面镜像法修正涡粒子法的黏性项,确保桨叶附近区域旋翼涡量守恒,建立旋翼尾迹对尾桨叶的非定常气动干扰模型,并耦合面元/黏性涡粒子法,构建直升机主旋翼/尾桨干扰下的尾桨非定常气动载荷分析方法。通过计算AH-1G旋翼桨叶非定常气动载荷特性,并与实验测量值、计算流体力学(CFD)计算结果对比,验证本文非定常气动干扰模型的有效性。随后基于NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)模型分析悬停、侧风和60°右侧滑状态主旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响,分析表明主旋翼尾迹对尾桨非定常气动载荷影响显著。悬停状态的主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力平均值下降、非定常气动载荷显著增加;左侧风状态,主旋翼/尾桨干扰削弱尾桨"涡环"程度,显著增加尾桨拉力和非定常气动载荷;60°右侧滑状态,主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力损失最大,且在低速侧滑状态出现尾桨拉力"迅速恢复"现象,尾桨非定常气动载荷幅值迅速增加。     

压气机二维动叶栅非定常流场的大涡模拟

对压气机二维动叶栅,采用单通道和多通道计算模型进行了大涡模拟(LES),研究了节流过程中内部流场的非定常波动特征,分析了旋涡结构和波动频率的变化规律.结果表明:大流量工况时,前缘绕流和叶片吸力面分离产生的两种非定常波动共存,波动频率随压气机节流基本保持不变,此时吸力面分离表现为小尺度旋涡结构;近失速工况时,吸力面发生大尺度的流动分离,波动频率明显下降,低于叶片通过频率.      

近地尾向流和磁场——TC-1卫星观测结果

2004年10月12日,在01:30—04:30 UT期间,位于向阳侧磁层顶附近的Geotail卫星探测到行星际磁场为持续南向.此太阳风条件驱动了一个小磁暴,Sym-H指数在04:12 UT达到最小值-33 nT.在磁暴主相期间,AE指数维持在较高的水平,其最大值达400 nT.02:00—03:00 UT期间,TC-1卫星在近地磁尾(-10.6,3.2,-0.1)R_e处观测到明显的亚暴膨胀相特征和磁场偶极化过程.在偶极化前1 min,有较强的(v_x<-100 km/s)持续时间超过3 min的尾向流发生.分析发现该尾向流具有低温、高密度和沿磁场流动的特点,这说明尾向流具有来源于电离层风的特征.尾向流期间,TC-1观测的磁场分量B_x和总的磁场强度增加,磁倾角减小,磁场结构变成非偶极型,说明尾向流对磁场结构有一定的影响,文中尝试给出了相应的物理解释.观测表明,该事例中的近地磁尾尾向流可能对磁场偶极化过程的发生有重要意义.