升力偏置对ABC旋翼气动性能的影响

采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一,其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响,采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的刚性旋翼在不同升力偏置状态下的气动特性进行了计算。通过对计算结果的分析,得到旋翼升力分布、升阻比、阻力特性和功率特性等随升力偏置的变化规律。文中还对前进比μ=0.2,0.4,0.5的计算结果进行了对比分析。结果表明,旋翼升力偏置量的改变能够显著改变旋翼桨盘的升力分布,进而对旋翼气动性能产生重要影响。不同的前进比下,产生旋翼最大前飞升阻比的升力偏置量也会有所不同,μ=0.2时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为20%左右;μ=0.4时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为25%左右,μ=0.5时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为30%左右。     

共轴刚性旋翼试验自动配平技术研究

针对共轴刚性旋翼高速直升机研究的需求,对共轴刚性旋翼试验自动配平技术展开了研究。基于现有试验平台,结合共轴刚性旋翼的配平原理,参考单旋翼自动配平技术,提出了基于模糊控制的共轴刚性旋翼试验自动配平技术,并在试验中进行了考核和验证,达到了实用阶段。     

大型深空测控天线副反射面控制技术

针对大口径、高频段深空测控天线主/副反射面变形引起的天线电性能下降问题,采用副反射面控制技术实现天线的电性能补偿。首先,在分析并联机构数学模型的基础上,结合并联机构坐标系定义,给出六自由度并联机构位姿的正、逆解;其次,根据变形后天线形状采用抛物面拟合法给出副反射面位姿与仰角的关系,这样在天线实时运动过程中,可根据仰角查找出副反射面位姿最佳工作点;最后通过六自由度并联机构正、逆解及控制算法控制副反射面到最佳位置和姿态上。理论分析和工程实践表明,副反射面控制技术通过控制副反射面中心到最佳焦点位姿上,可实现对天线电性能的有效补偿。六自由度并联机构控制具有自身承载力强,位置、姿态控制灵活等特点,适合于大型天线副反射面实时精密控制。     

桨叶外形对共轴刚性旋翼悬停性能影响的CFD分析

桨叶外形是影响共轴刚性双旋翼直升机悬停性能的主要因素之一,研究其影响机理对提高共轴刚性旋翼的悬停性能具有重要意义。为了提高外形参数对旋翼气动特性影响的分析精度,首先,基于运动嵌套网格技术和可压RANS方程,建立了一套适用于共轴刚性双旋翼悬停流场模拟的CFD方法;然后,进行了悬停状态共轴旋翼流场气动特性的计算分析,得到上、下旋翼拉力和扭矩沿桨叶展向和周向的分布特征;最后,着重进行了桨叶平面外形参数对共轴刚性旋翼悬停性能影响的分析,包括后掠角、后掠起始位置及尖削非线性弦长分布等,得到不同参数下共轴刚性旋翼悬停效率和压强分布等特征。结果表明,桨尖后掠能够使负压中心外移,延缓气流分离,从而提高悬停效率;尖削及桨叶面积集中在中部段的非线性弦长分布能够有效对桨尖进行卸载,优化气动载荷分布,从而改善悬停性能。     

共轴刚性旋翼气动干扰及操纵特性分析

建立了一套基于高效配平策略和嵌套网格技术的共轴刚性旋翼气动数值分析方法。流场求解采用雷诺平均Navier Stokes方程,空间离散采用Roe monotone upstream centered schemes for conservation laws（MUSCL）格式,湍流模型为Spalart Allmaras模型;配平计算中引入“差量修正”策略。分析了共轴刚性旋翼模型在不同飞行状态下的气动干扰现象和操纵特性。结果表明:所建立的配平方法在同等精度下,比传统方法可显著节省计算时间;共轴刚性旋翼间距较小,其气动干扰明显强于普通共轴旋翼;悬停状态下,由于受上旋翼下洗流影响,下旋翼总距较大但拉力较小;小速度前飞时气动干扰引起下旋翼气流不对称性增大,双旋翼周期变距差也变大;采用适当的升力偏置量,可以提高共轴刚性旋翼气动效率。      

压电智能反射面静态形状控制与作动器位置优化

为了提高反射面的精度,建立了压电智能反射面的形状控制模型,对该结构的力学建模方法、形状控制方法和作动器优化配置算法进行了研究。首先,将蜂窝夹层结构的压电智能反射面等效为多层复合板,根据虚功原理推导了结构的有限元方程。然后,根据建立的有限元方程,推导了反射面变形的均方根误差与作动器控制电压的关系式,以均方根误差最小为优化目标,建立了形状控制优化模型,将作动器控制电压的优化转化为约束优化问题的求解。最后,采用模拟退火算法对压电作动器进行了优化配置。为了验证形状控制的可行性及优化算法的有效性,以300mm口径的平面压电智能反射面为例进行仿真,分析结果表明,通过压电作动器的控制,可以使反射面的重力变形误差减小97%以上,对于给定数目的作动器,通过模拟退火算法优化,可使其布置在最佳的位置。     

基于刚性动网格技术的动导数数值模拟

基于刚性动网格技术,建立了俯仰动导数的非定常数值计算方法.首先使用小幅度强迫俯仰振荡方法求解俯仰组合动导数,然后利用小幅度强迫升沉振荡方法求解洗流时差导数,通过两者相减即可得到俯仰阻尼导数.利用国际动导数标准模型Finner导弹进行算例验证,计算得到的俯仰组合动导数与试验值误差为2.76%,洗流时差导数值约为俯仰阻尼导数的11.5%,与文献的结果一致.结论表明:动导数单独模拟方法具有较好的工程实用价值,且可以推广到横向以及航向的动导数数值模拟.      

刚性开孔结构斜风向内压响应的风洞试验研究

对刚性开孔结构在斜风向作用下的内压响应进行了风洞试验研究。在浙江大学ZD-1边界层风洞中对单一开孔的刚性结构在均匀流场和湍流场中进行了动态内压的测试,探讨了风向角、湍流度、风速、孔口特征等参数对内压响应的影响,重点分析了斜风向作用下内压动态响应的特征,初步探索了涡激内压共振的机理。研究发现在斜风作用下以封闭结构孔口处平均风压来估算平均内压会偏危险;刚性开孔结构在斜风向作用下会产生涡激内压共振效应,导致内压脉动增大,斜风剪切流在孔口处产生涡脱落与Helmholtz共振的共同作用是产生涡激内压共振的原因。参数对比试验结果表明,湍流强度越小、风速越高,涡激内压共振发生的可能性越大,扁矩形孔口能抑制内压涡激共振的发生。     

某小型航空发动机燃烧室结构改进与分析

本文就某小型航空发动机燃烧室在试验后发现的火焰筒外环出口端变形现象进行了研究．通过火焰筒强度计算和分析确定该现象是由于火焰筒头部结构刚性不足造成的。从改变火焰筒头部结构刚性入手．对比分析多种改进方案,借鉴现有国外先进发动机燃烧室火焰筒头部结构形式,并通过火焰简强度计算分析、燃烧室性能数值模拟计算分析,改进了火焰筒头部结构形式,成功地排除了这一故障隐患,为后续发动机研制提供了参考和工程实践经验。     

双方程k-ωSST湍流模型的显式耦合求解及其在叶轮机械中的应用

双方程k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型通常以隐式耦合方式或者显式半耦合/解耦的方式来求解。本文提出了该模型的一种显式耦合应用方法,即通过点隐的方式来处理湍流源项的刚性,并与混合Runge-Kutta时间推进以及当地时间步长、隐式残差光顺等加速收敛技术相结合,从而使得湍流方程可以与流动方程同时求解。为了增强计算的鲁棒性,进一步对湍流变量进行了限制。将所发展的方法用于DLR平面叶栅算例,确认了求解结果的正确性以及刚性的来源。通过对三维NASA Rotor 67的模拟,验证了SST模型的精度;进一步将其与Badwin-Lomax(BL)模型、Spalart-Allmaras(SA)模型对比,发现三者都能正确地捕捉出口参数分布,且SST与SA模型的模拟结果比较一致;对于该算例,SST模型在总温模拟上更具优势,而BL模型在总压分布上与试验值更加接近。