直缝式等离子体合成射流激励器特性的实验研究

为了研究一种新型的直缝式等离子体合成射流激励器,采用高速纹影技术和电参数测量的方法,对激励器的瞬态流场特性和放电特性进行了研究。实验结果表明:在相同出口面积的情况下,直缝式等离子体合成射流激励器的初始射流速度是直孔式激励器的1.4倍。直缝式激励器速度衰减更快,喷气时间更短,和外部气流的动量交换更加迅速。实验中首次对直缝激励器的三维流场进行描述及分析,发现其前驱激波及射流形态具有更好的平面度,存在较大的均匀区。直缝式等离子体合成射流激励器在提高工作频率、扩大流动控制区间等方面具有一定优势。     

桨根弹性约束刚度对无人直升机飞行品质影响

基于美国陆军航空设计标准ADS-33E-PRF,从稳定性、操纵性和轴间耦合3个方面,对“跷跷板”式旋翼桨榖加装弹性支承件后的“翼扇涵体”无人直升机进行飞行品质评价。简要介绍了样例无人直升机的飞行动力学模型;结合无人直升机的飞行操纵特点,对ADS-33E-PRF中有关稳定性、操纵性和轴间耦合的内容做了适应性剪裁;以旋翼桨根加装了弹性支承件的样例直升机为例,计算不同弹性约束刚度下的配平特性和飞行品质参数,结合飞行品质评价方法,对样例无人直升机的飞行品质进行评价和比较分析。结果表明:桨根弹性约束刚度对飞行品质中的稳定性、操纵性和轴间耦合3个方面均有影响,并且刚度系数取1左右比较合适。      

利用渗透边界模型分析三维内转式进气道启动性能

进气道抽吸区域一般包含大量抽吸孔,这些抽吸孔的网格前处理异常繁复、离散求解及CFD仿真困难。为避免这些问题,利用集成了渗透边界模型的数值仿真软件AHL3D模拟小孔抽吸,获得了小孔抽吸对三维内转式进气道Ma4~6内的启动性能的影响。结果表明:同等条件下,渗透边界与抽吸孔仿真的机体侧壁面压力曲线基本重合,且进气道喉部参数最大差别小于1.5%,说明利用渗透边界模型研究抽吸对进气道启动性能的影响具有可行性;边界层抽吸位于分离泡最高压力点附近时,可实现进气道宽马赫数范围(Ma4~5.5)的启动;Ma5条件下,开孔率在0.1左右,进气道实现启动,且启动后流量抽吸率低于1%;抽吸背压为6.5倍来流静压时,进气道实现启动,启动后流量损失几乎为0,压力分布规律与远场初始化得到的启动流场完全一致。     

吸气式高超声速飞行器非均匀尾喷流试验

在中国空气动力研究与发展中心0.5m高超声速风洞中,开展了非均匀喷流条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流/外流干扰测压试验研究。采用非均匀内喷管,模拟飞行器尾喷管非均匀入流,测量了飞行器后体膨胀面及水平翼表面压力,采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构,获得了不同工况下非均匀入流对尾部及水平翼表面压力分布的影响规律。试验结果显示尾喷管非均匀入流对飞行器尾部壁面压力分布及流场结构有明显影响,喷管入流的非均匀特征在吸气式高超声速飞行器喷流模拟中不可忽视。非均匀喷流核心区压力分布明显高于均匀喷流时的结果;核心区域外,非均匀喷流的作用面积略小于均匀喷流,且非均匀喷流同外流交叉干扰区域的面积和强度要略小于均匀喷流;均匀喷流在喷管出口区域存在明显的膨胀波系,交叉干扰激波及剪切层的扩张角也大于非均匀入口条件时的结果。     

基于充气前缘技术的旋翼翼型动态失速抑制

动态失速的发生会在直升机旋翼桨叶和桨毂上产生高的交变扭转振动载荷,并限制直升机高速重载状态下的使用包线。本文利用计算流体力学(CFD)方法对基于充气前缘(ILE)技术的SC1095旋翼翼型动态失速抑制进行研究,分析了ILE抑制动态失速的控制机理,获得了ILE结构布置和充放气方式对动态失速的影响规律。研究表明:ILE可以有效抑制动态失速的发生;ILE最大膨胀程度越大,其抑制动态失速的效果越好,但膨胀程度过大后抑制效果开始减弱;ILE在翼型上仰至最大迎角时恰好达到最大膨胀状态,其对动态失速的抑制效果最好;ILE保持最大膨胀状态的时间长短对抑制效果影响不大;在翼型上仰至不同迎角时开始对ILE充气会对动态失速抑制有较大影响;ILE整流段与翼型连接位置对动态失速抑制有很大影响,整流段越长,抑制效果越好。     

高阶谐波控制对旋翼桨-涡干扰载荷和噪声的影响

直升机小速度平飞和斜下降飞行时会产生严重的桨-涡干扰(BVI)噪声。基于修正Beddoes尾迹/桨叶动力学耦合方法和Farassat 1A公式,建立了一个新的能够计入高阶谐波控制(HHC)影响的旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声计算模型。在该模型中,高阶谐波控制引起的桨尖涡附加位移通过对高阶入流进行时间积分推导得出,而单一阶次的谐波输入引起的各阶谐波响应通过传递函数来确定,传递函数则由桨叶的动力学特性计算。首先对HARTⅡ旋翼斜下降飞行状态的桨-涡干扰气动载荷进行了计算模拟,验证了所建立方法的可靠性。然后,着重研究了在典型的三阶谐波桨根激励下,不同输入相位对HARTⅡ旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声特性的影响。结果表明:桨叶的动力学特性尤其是扭转特性对高阶谐波控制效果影响显著,且高阶谐波输入的相位选择对桨-涡干扰噪声的控制至关重要,若控制相位选择不当,反而会增大旋翼噪声。     

塞锥气膜冷却对二元塞式喷管红外特征的影响

为了研究二元塞式喷管塞锥壁面多斜孔气膜冷却对喷管红外特征的影响,设计了带冷却结构的喷管试验模型,测量了吹风比从0增加到1时的塞锥壁面温度、喷管出口截面处喷流温度以及喷管红外辐射强度.结果表明：随着吹风比的增加,气膜冷却效率逐渐提高,最大达到0.68;喷管出口截面在中心区域喷流的温度逐渐降低,最大降幅为14%;喷管红外辐射强度逐渐降低,在0°方位角上最大降低52.8%,在90°方位角上最大降低13%.     

针栓式喷注器锥形液膜破碎特性试验

采用高速摄影获得了针栓式喷注器在不同喷注压降和结构参数下的表面波破碎图像,测量了锥形液膜的破碎长度和破碎时间,研究了变工况时液膜破碎长度和破碎时间的变化规律.试验结果表明:在喷注压降不变的条件下,针栓式喷注器能够实现流量的线性调节.针栓式喷注器设计时,在合理的推进剂动量比范围内,狭缝宽度应尽量取小.液膜在低工况时破碎得更快.液膜破碎长度和破碎时间均随喷注压降的增加而减小.      

直升机舱内噪声主动控制技术研究

随着社会的发展和科学技术的进步,驾乘人员对直升机的舒适性提出了更高的要求,该要求使舒适性成为直升机产品竞争性的要素之一.而将直升机舱内振动与噪声保持在较低的水平则是满足舒适性的重要条件.本文针对直升机舱内噪声主动控制的研究进展进行了概述.首先简要介绍了直升机舱内噪声的产生与频谱特征,以及常见的噪声控制方法;之后针对主动噪声控制进行了分类,分别按照主动消声控制技术和主动结构声振控制技术进行了归纳总结,并讨论了所采用主动控制律的发展趋势;最后对直升机舱内噪声主动控制的发展进行了展望.     

一种涡轴发动机控制系统自适应扭振抑制方法研究

为了解决直升机机动飞行时涡轴发动机控制系统扭振不稳定性问题,根据扭矩动力传递链特点,设计了一种基于最小均方差(LMS)的自适应滤波器,以抑制自由涡轮转速中的扭振动态,并与常规的陷波滤波器效果进行了对比。仿真结果表明,在定旋翼转速下,陷波滤波器和基于LMS的自适应滤波器均能抑制1.90Hz对应的固定扭振分量,但后者能使扭振幅值降低至5%以下,滤波效果明显优于前者;同时,变旋翼转速飞行时,发动机端的扭振基频率会随着转速变化在1.30~2.20Hz变动,此时常规陷波滤波器不再适用,而基于LMS的自适应滤波器仍可显著抑制扭振动态。