有关圆定理的几点讨论

经典圆定理只证明了奇点位于圆外的情况，本文用正则摄动法证明了源和汇位于圆上时，圆定理也是适用的。本文对奇点位于圆内时，应用圆定理的某些限制条件，也作了讨论。     

基于WENO-分段线性格式的旋翼流场数值模拟

为了降低二阶JST(Jameson-schmidt-turkel)格式导致的数值耗散,发展了一套适合于格心格式的基于加权本质无振荡(Weighted essentially non-oscillatory,WENO)-分段线性格式的旋翼流场数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法生成围绕旋翼的网格系统,主控方程选择Navier-Stokes(N-S)方程。为了更加有效地对桨尖涡等流动细节进行捕捉,在笛卡尔背景网格上采用七阶Roe-WENO格式计算对流通量;在桨叶贴体非结构网格上采用二阶精度的Roe-分段线性格式计算对流通量。时间离散采用了高效的双时间隐式LU-SGS(Lower upper symmetric Gauss-Seidel)方法进行时间推进。最后,应用上述方法对悬停状态的C-T(Caradonna-tung)旋翼和Helishape 7A旋翼进行了数值模拟,将数值计算结果与实验数据进行了对比,计算值与实验值吻合较好;并将桨尖涡模拟效果与二阶JST格式的模拟效果进行了对比。对比结果表明:本文方法能有效对旋翼流场进行计算,且在相同计算条件下,WENO-分段线性格式能够更有效地捕捉旋翼涡流场的流动特性,表明在计算旋翼涡流场时WENO-分段线性格式相比传统二阶JST格式具有更低的数值耗散。     

竖直矩形通道内超临界正癸烷振荡特性的大涡模拟

基于超临界碳氢燃料的主动再生冷却被认为是超燃冲压发动机最具前景的热管理方法之一.本研究利用大涡模拟数值方法探究矩形通道内超临界碳氢燃料初始流动传热的瞬态变化规律的,证实了超临界振荡效应的存在,即温度和速度分布波动性较强.通过监测10-4 s时间尺度下的速度变化规律,发现振荡有着近似三角函数式的频率和振幅.冷却通道被加热...     

WAKE GEOMETRY CALCULATIONS FOR TILT-ROTOR USING VISCOUS VORTEX METHOD

A tilt-rotor unsteady flow analytical method has been developed based upon viscous vortex-particle meth- od. In this method, the vorticity field is divided into small assembled vortex particles. Vortex motion and diffusion are obtained by solving the velocity-vorticity-formed incompressible Navier-Stokes equations using a grid-free La- grangian simulation method. Generation of the newly vortex particles is calculated by using the Weissinger-L lifting surface model. Furthermore, in order to significantly improve computational efficiency, a fast multiple method （FMM） is introduced into the calculation of induced velocity and its gradient. Finally, the joint vertical experimen- tal （JVX） tilt-rotor is taken as numerical examples to analyze. The wake geometry and downwash are investigated for both hover and airplane modes. The proposed method for tilt-rotor flow analysis is verified by comparing its re- sults with those available measured data. Comparison indicates that the current method can accurately capture the complicated tilt-rotor wake variation and be suitable for aerodynamic interaction simulation in complex environ- ments. Additionally, the aerodynamic interactional characteristics of dual-rotor wake are discussed in different ro- tor distance. Results show that there are significant differences on interactional characteristics between hover mode and airplane mode.     

基于改进涡格法的飞翼布局飞机稳定性导数计算

由于没有垂直安定面,无尾飞翼布局飞机航向安定性通常接近中立或略微为负,造成了其横航向稳定性与常规布局飞机具有很大区别。因此无尾飞翼布局飞机在概念设计阶段,必须在进行气动性能优化的同时,计算获得较为准确的气动导数数据以对飞机横航向稳定性进行分析,这对气动计算软件计算精度和效率提出了很高的要求。本文在现有涡格法计算软件的基础上,提出了改进算法。以一概念飞翼布局飞机为算例进行计算,结果与风洞实验结果的对比证明:飞机具有侧滑角的情况下,改进算法比原算法计算精度有明显提高。     

一种水平尾翼流动控制装置的实验研究

某型机采用上单翼低平尾布局,在着陆襟翼小迎角状态时平尾下翼面翼根部位出现局部气流分离,导致飞机振动,力矩特性出现异常变化。本文提出的解决方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦长,下方0.30倍根弦长位置的机身上加装一对小展弦比负弯度小翼作为涡流发生器/导流片,一方面加速了后方分离区边界层与外流的能量交换,另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根区域的局部负迎角绝对值。通过数值计算和风洞实验研究表明,优化后的导流片使平尾分离区面积缩小50%,小迎角俯仰力矩拐点推迟4°以上,以较小的性能和结构重量代价解决了局部气流分离问题,拓展了飞机飞行边界。     

张力腿漂浮式风力机的运动响应计算

漂浮式风力机与近海桩基式风力机、陆上风力机差异很大,特别是漂浮平台设计复杂,对仿真工具要求更高。海上风力机除受气动载荷之外,还需进一步考虑海洋环境所施加的各种其他载荷。采用自由涡尾迹方法计算风力机气动性能,分别采用线性波和PM频谱模拟波浪运动并应用Morison方程计算波浪载荷。构建张力腿漂浮平台结构动力学方程,以气动载荷和波浪载荷为激励,得到平台响应,并反馈至气动计算,从而完成气动、结构和水动的耦合计算。最后以大型风力机NH1500为例,对张力腿式海上风力机进行仿真模拟,对比分析来流风速、浪高和波浪入流角对漂浮平台运动和风力机气动性能的影响,采用PM频谱模拟真实海况并计算漂浮式风力机动态响应,为漂浮式风力机设计提供了依据。     

带先进桨尖的模型旋翼悬停噪声计算与试验

为进行旋翼噪声水平对比,在全消声室开展了3副不同下反角桨尖模型旋翼噪声试验研究,完成了悬停状态下不同总距和不同观测点上的噪声测量试验,获得了多组噪声数据。数值计算方面,以RANS方程为主控方程求解旋翼流场气动信息,在获取精确声源信息的基础上,基于FW-H方程进行噪声计算和分析。在相同的状态下,计算结果与试验结果显示出较好的一致性,表明了本文数值方法的准确性。最后,根据试验结果,对比分析了不同下反角桨尖对旋翼气动 噪声特性的影响规律。     

利用边条涡抑制Y形进气道流场畸变

已用于飞机外流流场控制的边条涡技术被首次引入内流场的控制,抑制进气道出口流场畸变,改善进发匹配。针对某型飞机的 Y形进气道,有 3对边条涡片被加装在进气道内,与通常的涡流发生器不同的是,这些涡片被设计来控制整个进气道流场而不是仅仅改善局部的附面层。大量的实验结果证实,这种流场控制措施的改善效果显著,某型飞机的 Y形进气道在亚、跨和超声速等各种飞行速度,及不同攻角、侧滑角和开关放气门等飞行条件下,其出口流场畸变均减小,尤其是原流场畸变较大的情况下改善更加明显。     

温度与转速对涡轮叶尖径向间隙的影响

给出了考虑温度和转速影响的涡轮叶尖径向间隙的分析计算方法。用ＡＮＳＹＳ有限元软件计算出涡轮叶径向间隙的时间历程变化趋势,其中叶盘径向位移主要考虑温度和转速的影响,机匣径向位移主要考虑温度的影响。该分析计算方法为进一步开展涡轮叶尖径向间隙主动控制的研究奠定一定的基础。