应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法.在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方法生成.通过结合涵道尾桨的运动方式、几何特征及气动特征,建立一个包含动量源项的N-S方程的涵道尾桨流场计算方法和迭代流程;为较好地捕捉涵道壁附近存在的旋涡及分离现象,采用了一方程S-A湍流模型.通过对ONERA M6机翼的绕流特性的计算分析,以及对涵道尾桨在悬停状态下的拉力、诱导速度、载荷分布等的计算分析,验证了该CFD方法的有效性.在此基础上,采用该方法进行直升机悬停、侧飞和前飞状态下涵道尾桨流场与气动特性的数值分析,得到了关于涵道尾桨流场和气动特性的一些有意义的结论.     

基于CFD/CSD/FW-Hpds综合方法的旋翼BVI噪声IBC主动控制参数影响分析（英文）

建立了一种CFD/CSD/FW-Hpds综合分析方法用于研究通过IBC技术降低旋翼的桨涡干扰噪声。基于这一综合方法的研究发现,通过IBC控制可以将处于斜下降状态的UH-60A旋翼产生的BVI噪声的主要部分即中频噪声降低10dB以上。通过选择合理的IBC控制输入量可以将BVI噪声的声压级降低7dB以上。不同飞行状态下,比如不同的飞行轨迹,特别是10°下降角时,BVI噪声可以通过IBC控制得到有效的削弱。     

超声速状态下航空发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制

为解决超声速状态下航空发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制的难题,基于改进卡尔曼滤波器,通过一种三维插值方法实现超声速状态包线范围内的发动机部件蜕化参数估计。而航空发动机性能恢复控制是在常规内环控制转速的基础上增加了外环控制回路,该回路主要包括推力估计模型与外环控制器两部分。基于最小二乘支持向量回归机设计了一种推力估计模型,其输入采用特征选择算法筛选推力估计模型的最优输入,相比于传统的不经选择的推力估计模型,精度有较大提高。设计了外环模糊PI（Proportional integral）控制器自适应调节内环转速指令来实现蜕化发动机性能恢复的目的。最后通过超声速状态下的数字仿真,验证了上述发动机部件蜕化参数估计与性能恢复控制方案的有效性。      

基于弹簧系统网格变形方法的旋翼气弹耦合分析

在旋翼气动弹性耦合（CFD/CSD）分析中引入弹簧系统网格变形方法,建立了一套适合于旋翼气动载荷分析的CFD/CSD耦合方法。为了解决CFD/CSD耦合中关键的网格变形问题,旋翼桨叶贴体网格变形采用基于“ball-vertex” 弹簧系统的动态网格方法,通过添加冗余约束,避免了畸形网格单元的产生。旋翼流场计算采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD模块,对基于运动嵌套网格 的空间流场进行求解,湍流模型采用B-L模型。结构分析采用基于中等变形梁理论的CSD模块,基于Hamilton变分原理建立旋翼桨叶动力学方程。首先对振荡NACA0012翼型的流场进行了求解,验证了网格变形模块和CFD模块的有效性,然后采用UH-60A直升机旋翼作为算例对结构动力学模块进行数值验证。在此基础上,计算了UH-60A直升机旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动载荷,并与飞行测试数据进行了对比。计算结果表明,文中的弹簧系统网格变形方 法可以有效地用于旋翼CFD/CSD耦合计算分析,提高了旋翼气弹载荷的预测精度。     

基于面积律自动判别的飞机机身外形修形方法

为提高超声速飞机方案修形效率,研究了依据飞机截面积分布曲线分析结果进行飞机截面精细化修形的方法。提出了基于面积律自动判别的截面积曲线分析法,能够依据面积律准则快速对可能增大激波阻力的站位进行自动判别和定位。在此基础上建立了飞机机身几何外形快速辅助修形方法,实现了对超声速飞机方案的待修形位置自动快速分析与定位,并根据截面位置部件分析和截面积曲线变化分析,提供针对截面积的量化调整建议。对一种超声速轰炸机方案进行机身几何外形修形的算例表明,本文提出的方法能够快速识别和定位截面积曲线上拐点、阶跃点、极值点及尖角点等增大激波阻力的位置,根据修形方法调整后的方案阻力系数下降了1.5%,验证了方法的有效性。     

一种新型燃烧室供油系统热防护方案

随着航空发动机燃烧室进口空气温度的不断升高,燃油在供油管路内受热氧化结焦从而引发诸多隐患的情况日益突出。本文针对某型中心分级、多点喷射供油系统,开展了以空气隔热屏结合“油冷”的热防护方案设计研究,并通过数值 模拟分析了热防护效果。研究表明,在典型高温进气工况下,空气隔热屏结构可将燃油管路湿壁温度降低至燃油氧化结焦临界温度以下;在慢车主油路停止供油的情况下,单一的空气隔热措施难以满足热防护设计要求,结合“油冷”方案可达到设计要求。     

面向客机总体设计的涡扇发动机分析模型

建立一种用于估算涡扇发动机特性的工程分析模型,该模型以涡喷发动机推力估算模型与涡扇发动机效率分析方法为基础,引入高涵道比涡扇发动机的循环分析方法进行修正。利用该模型可以获取涡扇发动机的推力和油耗特性,进而考察总体循环参数对发动机性能的影响。通过与文献验证数据对比,判定了分析模型的精度。该模型只需要输入少量参数就可以快速完成计算过程,适合于飞机总体设计阶段,可以评估涡扇发动机参数对飞机性能的影响。     

机载多支路液体冷却系统仿真研究

以机载液体冷却系统为研究对象,利用Simulink软件建立了串联式和多 支路并联式液冷系统模型,并对两种系统的特性进行了对比分析。采用PID控制调节支路流量,对变工况条件下的多支路系统进行动态仿真计算。分析了电子设备工况、飞行高度以及飞行马赫数对系统的影响。结果表明：多支路并联式系统的阻力更小;针对不同工况,多支 路系统可满足不同热载荷电子设备的冷却要求;飞行高度的降低和飞行马赫数增大均会导致多支路系统温度的上升。     

电传飞机低阶等效系统频域辨识新方法

针对带有复杂电传飞控系统飞机的飞行品质评估难题,提出了采用Chirp-Z方法将时域信号变换至频域,并在此基础上利用频域方程误差法（Equation error method,EEM）和输出误差法（Output error method,OEM）相结合辨识电传飞机低阶等效系统（Low order equivalent system,LOES）参数的新方法,并以低阶等效系统辨识的标准算例（F-14飞机经典算例）进行验算。结果表明本文所提出的低阶等效系统辨识新方法正确、辨识精度高,可以应用于工程实践。     

大曲率复合材料结构的缺陷特征与超声检测

采用超声回波法对大曲率碳纤维增强树脂基复合材料零件进行超声A 扫描,并对缺陷进行定位。结合缺陷区域和非缺陷区域的细观形貌金相图、宏观表面状态以及厚度测量结果的对比分析,讨论了缺陷形态与其回波波形特征的对应关系,以及缺陷可能的形成原因。结果表明,缺陷在细观尺度上呈现多处分层、气孔和孔隙密集缺陷,在宏观尺度上表现为零件表面贫胶与厚度增厚。缺陷的性质与超声A扫描的检测结果相吻合,缺陷的位置集中在零件大曲率部位,其形成原因与复合材料制造工艺密切相关。