不同前倾角度倾转旋翼噪声数值计算分析

基于自由尾迹结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的方法建立了倾转旋翼气动噪声计算模型,并采用倾转旋翼模型噪声试验数据验证了计算分析方法的有效性。选取典型过渡路径,进行考虑配平的倾转双旋翼气动噪声特性计算,获得了旋翼桨叶剖面非定常气动载荷以及不同测点气动噪声等计算结果,分析了倾转旋翼在不同前倾角下噪声指向性和噪声声压级的变化。结果表明:由于双旋翼噪声在传播中的叠加和抵消,倾转双旋翼和孤立单旋翼的噪声指向特性存在较大的不同;倾转旋翼噪声随前倾角增加总体上呈现先增加后减小的变化趋势,在前倾角30°附近噪声最强;不同前倾角下噪声声压级和指向性的变化与旋翼桨尖马赫数、气动载荷和桨盘角度等多种因素相关。

直升机双层平尾构型气动特性分析

为分析双层平尾气动特性,采用CFD方法建立了直升机平尾计算模型,获得了低速前飞和机身大迎角状态不同构型平尾的气动特性,分析了单层和双层平尾构型的气动特性和流场特点,研究了双层平尾对低速前飞状态和大迎角状态的纵向静稳定性改善作用机理。结果表明:双层平尾构型通过抑制旋翼/平尾干扰改善低速前飞状态下的直升机俯仰力矩突增问题,前进比为0.05时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾减小56.8%;双层平尾的失速迎角和最大俯仰力矩增大,从而增强直升机大迎角状态的纵向静稳定性,迎角20°时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾增大60.1%。

基于后缘小翼的翼型反流动态失速主动控制试验研究

针对直升机旋翼反流区因反流动态失速导致的非定常载荷、阻力激增以及负升力等问题,开展了基于后缘小翼的翼型反流动态失速主动控制试验研究.采用动态压力测量结合翼型表面压力积分的方法,重点分析了后缘小翼不同的振荡相位差、幅值和减缩频率对反流动态失速控制的影响规律,对比了后缘小翼动态偏转和固定偏转的差异,试验雷诺数Re=3.5×105.结果表明,当后缘小翼与翼型以相同的频率正弦振荡运动,且二者的相位差为0°时,能改善反流动态失速过程中钝几何前缘的流动分离,并在反流状态下实现了翼型负升力系数下降21.2%,阻力系数下降37.5%,俯仰力矩系数迟滞环面积下降44.6%的控制效果;动态偏转的后缘小翼对翼型反流动态失速的控制效果随后缘小翼振荡幅值的增加而增加,但进一步增加振荡幅值对于控制效果的提升有限;当减缩频率增加时,动态偏转的后缘小翼对反流状态下翼型阻力的控制效果会更加明显;后缘小翼的动态偏转与固定偏转都能有效改善翼型在反流中的动态气动性能,但是动态偏转对于不同翼型迎角的适应能力优于固定偏转,并取得了更好的非定常载荷控制以及更好的阻力和负升力改善效果.

多桨倾转高速旋翼飞行器推进桨优化设计

布置于多桨倾转高速旋翼飞行器机翼前缘的推进桨的效率对该类飞行器的飞行性能有着重要的影响。发展了一种结合CFD分析和代理优化方法的优化设计手段,以推进桨的悬停效率和前飞效率为目标对一直径1.8 m的推进桨的气动布局参数进行了优化设计。优化结果表明该方法可在拉力不减的前提下使推进桨悬停效率和前飞效率均较基准提高1%以上。在此基础上对基准桨叶和优化桨叶的流场进行了对比研究,初步分析了优化桨叶效率提升的内在机理。

共轴刚性旋翼气动干扰特性风洞试验研究

针对共轴刚性旋翼上下旋翼间复杂气动干扰问题,利用4 m直径共轴刚性旋翼缩比模型开展了悬停及前飞状态风洞试验研究。试验中,采用两套六分量天平对共轴刚性旋翼的上下旋翼进行分开测力,并测量了相同操纵量输入时的孤立单旋翼气动力。通过分析双旋翼状态下的上下旋翼与孤立单旋翼的气动力的对比结果,研究了共轴刚性旋翼在悬停及前飞状态下的气动干扰特性。在此基础上,还进行了升力偏置对气动干扰影响的试验研究。结果表明:随着旋翼前进比的增大,上下旋翼之间的气动干扰逐渐减弱,共轴刚性旋翼的非对称气动干扰会使得双旋翼升力偏置增大。

折叠翼变体飞行器非定常气动特性实验研究

折叠翼变体飞行器是一种可以在飞行中改变自身气动外形的新型飞行器。研制出了一种折叠翼变体飞行器的风洞实验模型,在风洞实验中测得了模型不同变体位置下的气动力以及进行变体运动时气动力的动态变化过程,并通过PIV实验手段获得模型周围的流场在变体运动过程中的变化情况。结果表明:在机翼变形过程中,折叠翼模型有明显的非定常气动现象产生,而且折叠变形的速度越大,非定常现象越明显。出现非定常现象的主要原因是变体运动对机翼前缘涡的影响。

旋翼翼型流动分离特性分析及高升力设计

旋翼翼型的失速特性影响了直升机旋翼在前飞和机动工况下的气动性能。采用CFD数值模拟方法,对OA212、OA206两种不同厚度旋翼翼型的大攻角分离流场进行分析,分别展现了后缘分离和前缘分离两种分离形态,并从压力分布的角度解释了引发不同分离形式的流动机理。然后从流动机理出发,开展了两个旋翼翼型的关于提升最大升力的参数影响研究。结果表明,增加OA212翼型的前缘曲率并减小后部反弯度,可有效抑制后缘分离涡,进而提升最大升力;而对于薄翼型OA206,无法通过微调前缘有效改善前缘分离特性。

高速直升机旋翼反流区桨叶剖面翼型气动特性CFD分析

随着直升机飞行速度的提升,旋翼的反流区域逐渐增大。以某直升机旋翼模型为例,利用CFD方法对旋翼反流区桨叶不同剖面翼型的气动特性进行了分析,得到旋翼桨叶不同剖面翼型的气动力、压力系数和周围流场变化情况,对它们的流动机理进行了简单的探究。通过对比分析,得到了反流区桨叶剖面气动特性的一些规律。同时初步研究了翼型后缘钝化处理对改善反流特性的影响。

共轴刚性旋翼变距轴线对铰链力矩影响分析

对不同变距轴线方案下的共轴刚性旋翼桨叶气动铰链力矩特性进行了计算分析。以X2共轴刚性旋翼气动布局为研究对象,气动铰链力矩计算方法采用自由尾迹方法。变距轴线方案包括常规变距方案以及X2共轴刚性旋翼采用的新型变距轴线方案。常规方案下变距轴线设置在桨叶剖面0.25弦点,新方案下变距轴线在桨叶根部剖面设置在0.5弦点,在特定的径向剖面过渡至0.25弦点。对比了不同方案下旋翼气动铰链力矩的静态平均值和动态1/2峰-峰值。对X2旋翼气动布局进行桨尖后掠处理,分析了桨尖后掠构型下的气动铰链力矩特点。结果表明,新型变距轴线方案下铰链力矩的静态值和动态值均有很大程度的减小,降低幅度随着前飞速度的增加而增大。

不同飞行轨迹对旋翼斜下降状态噪声影响计算分析

基于自由尾迹结合Farassat 1A方程的数值计算方法,研究了不同飞行轨迹下旋翼远场噪声辐射特性。采用BO-105直升机旋翼作为研究对象,针对直升机的斜下降飞行任务,设计了三种具有相同起始和终止位置的飞行轨迹,计算获得了直升机在不同轨迹飞行中目标观测点处A计权总声压级的变化历程。对比了不同飞行状态的桨-涡干扰特性和BVI噪声传播指向性,分析了飞行轨迹改变对噪声降低的内在影响。进一步改变了旋翼飞行速度,对比了旋翼状态参数变化对飞行轨迹噪声控制的影响。结果表明,改变飞行轨迹可以显著降低旋翼的远场噪声辐射,飞行过程中最大总声压级降低约6dBA;旋翼飞行速度改变显著影响飞行轨迹噪声控制的效果。

直升机旋翼翼型需求分析及技术发展展望

与机翼翼型相比,旋翼翼型在前飞时来流速度和迎角处于大范围变化之中,需要针对多种气动环境进行综合权衡设计。针对常规直升机和新构型高速直升机,综合考虑多种飞行条件,分析了旋翼翼型设计的性能需求。总结了先进旋翼翼型系列的发展及应用情况,以OA和TsAGI翼型为例分析了旋翼翼型的气动性能特点和发展趋势。从旋翼翼型指标分解、动态气动特性计算与试验、气动优化设计等方面介绍了旋翼翼型技术的发展现状,并对未来旋翼翼型技术的发展进行了展望。

共轴刚性旋翼流场测量试验研究

利用粒子图像测速(Particle image velocimetry,PIV)试验技术,开展了共轴刚性旋翼桨尖涡尾迹以及桨叶周围流场的测量试验,获得了单/双旋翼桨尖涡的运动轨迹以及桨尖诱导速度分布,研究了旋翼前进比对尾迹边界倾斜角的影响规律,进行了大前进比下强径向流对桨叶周围流场的影响机理研究。结果表明:强径向流具有增强气流附着性、减缓气流分离以及延迟失速的特性,前进比μ=0.64比μ=0.53后缘分离点延迟了约18%;后行侧反流区前进比越大反流强度越强;悬停状态双/上旋翼涡收缩性最快,单旋翼尾迹涡收缩性次之,下旋翼尾迹涡收缩性最慢。测量结果合理可信,为开展旋翼流动机理理论研究及提高CFD分析精度奠定了基础。

旋翼悬停状态桨尖涡测量方法研究

为了研究旋翼桨尖涡涡核结构,采用粒子图像测速(PIV)技术对4m直径桨尖开孔旋翼在悬停状态的桨尖涡流场进行了详细测量,获得了旋翼145°方位角处桨尖涡附近流场的速度分布,以及桨尖涡的涡核半径、旋转速度和涡量分布等试验数据,并研究了PIV分析中选取不同审查窗尺寸对桨尖涡结构测量结果的影响。为了避免桨尖涡位置不稳定的影响,提出了基于桨尖涡流场速度特征的条件平均法,并与简单平均法和基于涡量峰值的条件平均法进行了对比,验证了对桨尖涡流场进行条件平均的必要性,以及所提出的条件平均法的有效性。

中国特色社会主义发展观的发展轨迹探析

不一样的发展观往往会产生不一样的发展结果。实践证明,一个国家选择和贯彻什么样的发展观,对这个国家的发展将会产生十分重大的影响。国家强盛和人民幸福是中国当前最为基本也是最为重要的问题。在此背景下,如何把马克思主义基本原理和中国社会主义建设发展的实际相结合,找出一条具有中国特色的社会主义发展道路,形成具有中国特色的社会主义发展观至关重要。本文试图对中国特色社会主义发展观的探索、形成、发展和成熟的发展轨迹作一些梳理和分析。

旋翼气动噪声快速计算方法研究

基于紧致源模型和FW-H方程,建立了一个旋翼气动噪声快速计算模型。其中,采用三维网格对桨叶外形进行精确描述,并结合Farassat 1A公式中的厚度噪声计算公式,以准确计算旋翼桨叶厚度噪声;载荷噪声计算方面,则采用Camrad Ⅱ进行旋翼非定常载荷的计算,并结合Farassat 1A公式的载荷噪声计算公式进行计算;最后将厚度噪声和载荷噪声进行时域叠加来计算旋翼的总噪声。在此基础上,与基于CFD/FW-H方程的旋翼噪声模型进行了计算对比,结果表明:本文方法计算效率远高于CFD/FW-H模型,且在总噪声主要传播方向上,悬停状态下的差值在0.6dB以内,前飞状态下差值在1.0dB以内,具有较好的可靠性,能够用于旋翼噪声的快速评估。

旋翼悬停状态形变特性及其对噪声的影响

为研究桨叶弹性形变对旋翼气动噪声的影响,基于CamradⅡ软件和FW-H方程,建立了考虑桨叶弹性形变的旋翼悬停气动噪声计算模型。其中,桨叶弹性形变量采用CamradⅡ的弹性桨叶模型计算,形变桨叶外形采用三维网格精确描述,结合CamradⅡ计算得到的旋翼非定常气动载荷,最后基于FW-H方程进行了形变旋翼悬停噪声的计算分析。同时,在风洞中采用双目立体视觉方法对模型旋翼进行形变测量试验,通过CamradⅡ的仿真数据与试验数据的对比分析,发现仿真数据与试验数据基本吻合,验证了CamradⅡ具有较好的可靠性,能够准确预估悬停状态下桨叶的弹性形变量。全尺寸旋翼的悬停噪声计算结果表明:在典型工作状态下,旋翼桨叶会发生明显的弹性形变,尤其在挥舞方向;桨叶形变不会改变旋翼悬停气动噪声的方向特性;在噪声的主要传播方向上,桨叶形变对厚度噪声和载荷噪声均会产生作用,进而导致总噪声的最大变化量约1.0 dB。通过本文研究表明,在对旋翼气动噪声,尤其是载荷噪声成分进行精确计算时,考虑桨叶的弹性形变是非常必要的。

伸缩翼变体飞行器的动态气动特性研究

变体飞行器可以在飞行中主动改变自身气动外形以在不同飞行环境中始终保持良好性能。本文针对一种伸缩翼结构变体飞行器模型进行了动态气动力测量,并采用烟线技术实时显示伸缩机翼区域流场。结果表明变体运动时飞行器气动特性存在着一定的非定常迟滞效应,且运动速度越大,迟滞效应越明显。出现这种非定常现象的原因是气体对模型运动的动态响应迟滞,随后进行的烟线试验证明了伸缩翼运动对翼尖涡瞬时结构具有显著影响。

股权激励计划对境内石油石化行业上市公司市场表现的影响分析

近年来,越来越多的A股上市公司通过推行股权激励计划,将股东和管理层的利益更加紧密的绑定在一起,激励管理层勤勉尽责地为公司长期发展服务,但在目前国内资本市场机制不够健全以及部分上市公司治理结构不完善的情况下,资本市场对境内上市公司推行股权激励效果的看法并不一致。本文对股权激励的效果进行了研究,提出了资本市场重点关注的考核指标,并结合石油石化类上市公司股权激励案例分析,给出了相关建议。

初中物理会考复习应注意的几个问题

1.会考复习不应是知识简单的机械重复,而应理清知识的结构和它们之间的相互联系。系统科学理论说明,整体是由部分构成,但部分的重新组合,会引起整体性质的变化。整体比各部分的简单组合意义更大。按照这个原理,我们在进行物理会考总复习时,一般都要自行整理出各章的知识结构。

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。