倾转旋翼机悬停状态气动干扰分析

针对倾转旋翼机,开展了悬停状态气动干扰风洞试验和数值模拟研究。试验中,测量了悬停状态下的旋翼升力、扭矩以及半模机翼的气动力。同时,采用运动嵌套网格方法,通过求解N-S方程对机翼倾角0°和90°两种状态进行数值模拟,开展了数值模拟与风洞试验的相关性分析研究,验证了该数值模拟方法的有效性。结果表明:不考虑机身气动力时,孤立旋翼、机翼攻角0°和机翼攻角90°三种状态下旋翼气动特性差异不明显;考虑机身气动力时,机翼攻角0°时,机身产生约18.2%向下载荷,单片桨叶和机身出现强烈非定常气动特性,其中桨叶升力系数动态值与平均值比为9.8%,机身升力系数动态值与平均值比为18.38%。

多频率组合波形阵风场模拟与测量研究

基于数值模拟方法选取设定FL-51风洞阵风发生器的装置参数,如发生器叶片的数量、展长、弦长及间距等。发生器采用液压摆动缸独立驱动形式,可模拟正弦波、三角波及随机波等多种波形的多频率组合运动,同时能够减少安装传动件,并提升发生器性能。通过阵风场校测结果表明:叶片能够实现摆动频率为0 Hz~15 Hz,在校测范围内发生器产生的正弦流场较均匀;在来流风速40 m/s、叶片摆动频率为10 Hz、摆角为15°时,最大阵风幅值为8.5 m/s。地面测试与流场校测结果表明:该文所提出的阵风场模拟技术可以实现低速风洞多频率多波形组合运动,为风洞试验提供复杂的阵风流场。

马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验

针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。

高阶精度非线性加权格式权函数研究综述

在简述用于捕捉间断的非线性格式发展历程的基础上,依托五阶精度WENO格式,介绍了非线性加权格式在候选模板集选取、光滑度指标计算方法及其与非线性权的函数关系等方面做出的努力。对于非等宽候选模板集的情况,给出了保证非线性加权格式精度的非线性权的量阶关系,强调了光滑度指标计算方法对格式精度和效率的重要性,提出了进一步开展多宽度模板集非线性加权格式研究的建议。

考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究

降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD方法对优化结果进行校核。结果表明:与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。

无参数自适应罚函数的高效代理模型优化设计方法

在飞行器气动外形优化设计中,复杂约束条件导致设计空间可行域呈现不连续的特征,且理想解大多靠近约束边界,传统高效代理模型方法难以适用。研究了参考点对优化设计的影响,提出了一种考虑约束的参考点选择机制;对于最优解靠近边界的问题,罚函数法更加有效,但惩罚因子的设置对于罚函数方法影响很大,不合适的惩罚因子反而会损害优化效率,分析了优化过程中罚函数方法对惩罚因子的要求,提出了一种无参数自适应罚函数的代理模优化设计方法,引入基于样本分析的惩罚项,结合归一化目标值和约束值,在优化过程中动态调整惩罚因子,使优化能够尽可能地聚焦于可行域内,迅速收敛到最优解,实现样本的高效配置。通过带约束的函数算例和翼型优化算例证实,所提方法可以大幅提高飞行器气动外形优化设计效率。

高超声速大动压下整流罩分离测力风洞试验

针对高超声速试验模型整体式整流罩的反推火箭拔罩分离问题,开展了反推火箭喷流模拟方法和风洞测力试验装置设计研究,试验模拟了马赫数5、动压33 kPa时整流罩反推喷流干扰效应和分离距离影响,获得了反推喷流和分离距离影响下的整流罩气动特性。试验研究表明:反推火箭拔罩分离过程中,喷流干扰作用主导了整流罩的气动特性,使得法向力系数、轴向力系数和俯仰力矩系数分别出现了44.5%、32.4%和198.6%的最大变化量;在负迎角下,整流罩压心前移显著,使得静稳定设计的整流罩呈现出静不稳定性,不利于整流罩安全分离;分离距离越大,分离距离变化对整流罩气动特性的影响越弱;将分离初始迎角限定为小的正迎角,整流罩在分离过程中容易保持姿态稳定,有利于整流罩安全分离。

典型航天火工品运输三轴振动加速试验方法研究

运输振动环境是典型的多轴向振动激励,针对典型火工品运输试验中仍采用单向振动加载的现状,本文分析航天典型火工品运输工况,并提出设计火工品运输试验。研究航天典型火工品运输振动条件制定方法,确定运输三轴振动条件、运输三轴振动加速试验条件。建立典型航天火工品运输三轴振动加速试验方法,通过三轴振动试验,研究了火工品在不同里程、不同试验条件下的电阻值的变化情况,获取了电阻值随着运输历程的变化规律,为火工品三轴振动加速试验提供参考。

激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术

从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。

收放伞绳对十字型伞静态气动特性影响的数值模拟研究

为研究十字型降落伞作为主动控制装置时,其可控性与气动特性的规律,建立了不同伞绳收缩比δ为0、10.0%、12.5%、15.0%、20.0%、25.0%时十字型伞无限质量充气的有限元模型,基于任意拉格朗日-欧拉方法进行数值模拟,分析了十字型降落伞收缩伞绳,引起伞面几何构型不对称对气动特性的影响.结果表明:不同攻角为0°、5°、10°时,十字型降落伞的平均阻力系数随伞绳收缩比δ的增大而减小;十字型伞的瞬时升力峰值随着伞绳收缩比δ的增加而增大,方向始终由伞绳收缩一侧指向另一侧,具有较强的时变特性.

测耙数量对进气道稳态畸变特性测量的影响

在现代战斗机进气道相关试验中,受低速辅助进气门打开和隐身大S弯管道、大迎角侧滑角飞行姿态等复杂因素影响,进气道流场畸变较大,不同测耙数量的测试结果相差较大。国内外对进气道出口流场稳态畸变的测量及计算有较多研究,但鲜有测耙数量对进气道稳态畸变测量影响的全面对比研究。本文采用测耙测量进气道大压力梯度区和低压区并计算其稳态畸变,针对进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验和进发匹配试飞,对常用的6支耙和8支耙形式测量结果进行对比研究。结果表明,对于形状复杂的战斗机进气道而言,进气道出口流场的测试需要尽可能采用8支测耙的测量方式,才能取得满意的结果。特别是舰载战斗机在舰面环境下,受舰首来流及偏流板反射等因素影响,进气道流场更加复杂,且发动机工作在特殊加力状态,对进发匹配稳定性要求也更加苛刻,更有必要采用8支测耙的测量方式。

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。

基于POD和Kriging的水滴收集量快速预测方法

数值模拟手段预测翼面处水滴撞击特性通常较为耗时,为快速准确计算结冰条件下的翼面处水滴收集量,提出了基于本征正交分解和代理模型的水滴收集量快速预测方法。首先对FAR 25部附录C中连续最大结冰条件进行优化拉丁超立方采样,通过数值模拟手段获得各采样点在翼面处水滴收集量分布,从而构造样本空间。在此基础上,利用本征正交分解(Proper orthogonal decompostion,POD)方法找到表达和重构水滴收集量的本征模态以及相应的拟合系数。最后,利用Kriging模型建立样本空间中各采样点与拟合系数间的代理模型,实现翼面处水滴收集量分布的快速预测。经多组工况验证表明:该方法可较为准确地预测翼面处水滴收集量分布,其计算成本较数值模拟方法大幅降低,能够为无人机防除冰设计提供有益参考。

超声速喷流激波噪声基础问题数值模拟研究进展

超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题(包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等),以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果(包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等)。

不同类风场雨滴冲击荷载对输变电塔线体系动力响应的影响研究

输变电塔体系遭受风雨耦合作用破坏时常将原因归于风荷载,忽略了雨荷载耦合激励的放大效应。针对某输电线路“一塔两线”体系模型,以数值方法模拟良态风雨场与湿下击暴流场的风雨时程荷载,分别对塔线体系进行动力响应分析,结果表明:降雨对输电塔线体系的响应,具有显著影响,随着雨强变大,塔线体系响应增大明显;在极值降雨条件下,湿下击暴流场塔顶位移增幅最大,在X向和Y向分别达到31.30%和33.93%;两种风雨场中塔顶位移及加速度功率谱密度均出现明显增幅,体系共振响应增强,塔身关键位置主材应力分别增大了11.64%、37.07%;在不同类风场中,强降雨时雨滴冲击对塔线体系产生的激励增大作用不可忽略。

各向异性Kelvin泡沫胞元高径比对其流动传热特性的影响

飞行器热管理系统中所用的高孔隙率泡沫材料具有质量轻、比表面积大等优点,孔隙尺度几何参数的优化设计对有效提升综合传热性能、降低结构质量至关重要。以各向异性Kelvin泡沫胞元为研究对象,采用混合热格子Boltzmann方法以及多GPU加速技术,实现了同时考虑泡沫骨架导热和多胞元孔隙尺度强迫对流换热的共轭传热数值模拟。在上述基础上,分别选取了Re=10、100、1000计算条件,开展了不同胞元高径比(H/D=0.5、0.75、1.0、1.5、2.0)对其流动传热特性的影响规律研究。结果表明,在不同Re条件下,随着各向异性Kelvin泡沫H/D的减小,其泡沫内部的流动阻力及努塞尔数均增大,且随着Re的增大,对流换热的作用增强,H/D的影响也更为明显。此外,相比于流动阻力,结构传热性能受H/D的影响变化速率更大,由此造成综合传热因子(j/f^(1/3))与H/D成反比关系,即减小Kelvin胞元H/D可有效提高泡沫结构的综合传热性能。

表面微沟槽对压气机叶栅气动性能的影响

为减小叶型损失,在压气机叶栅叶片表面布置沿流向的对称V形微沟槽,采用数值模拟方法研究了沟槽宽度和顶角、沟槽间隔、沟槽覆盖范围、进口湍流度以及来流马赫数对叶栅气动性能的影响。结果表明,总压损失降低主要由吸力面沟槽产生,合理匹配沟槽几何参数、覆盖范围以及来流条件,可实现较优的减损效果。对吸力面局部带沟槽结构,相同冲角下无间隔沟槽的减损效果优于有间隔沟槽的减损效果,当无间隔沟槽顶角度为60°时减损效果最优;相同沟槽结构的减损效果与冲角相关。来流湍流度增加使得相同冲角下光滑叶片和带沟槽叶片的总压损失增大,相同沟槽结构在同一冲角下的减损效果及最优减损效果对应的冲角受来流湍流度影响。冲角不变时相同沟槽结构的减损效果随来流马赫数增大整体呈下降趋势,最佳减损效果对应的无量纲沟槽宽度和具有减损效果的无量纲沟槽宽度范围不同。当保持沟槽无量纲宽度不变和沟槽其它参数不变时,不同来流马赫数条件下的最佳减损效果及其对应的冲角不同,较低来流马赫数条件下最佳减损效果更突出。微沟槽能够减小壁面平均剪切应力和湍动能,降低湍流边界层损失,同时能够推迟边界层流动分离,使得叶型损失降低。

内埋武器机弹分离动态风洞投放试验研究

基于动力学相似的动态风洞投放试验研究了尖拱圆柱体从空腔中分离的气动及运动特性,并创新性地采用快响应压敏漆技术对动态运动模型表面上的压力分布测量进行初步探索研究,试验中探究了不同空腔模型攻角(α=0°,-1.5°,-3°)及弹体在空腔内的不同位置(L_(0)=25 mm,39 mm)对内埋武器机弹分离特性的影响。结果表明:弹体在空腔内的位置对机弹分离运动特性的影响最大,当L_(0)=25 mm时,弹体模型头部区域压力明显高于后部区域压力,产生抬头俯仰力矩,导致弹体模型俯仰角逐渐增大,最终碰撞空腔模型,降低载机攻角并未改变弹体模型碰撞空腔模型的效果。当L_(0)=39 mm时,弹体模型在给定的攻角下均能安全地从空腔中分离。

深空再入飞行器烧蚀粗糙表面高超声速转捩预测

深空再入飞行器为提高气动减速效率,一般采用大钝度迎风外形以及烧蚀降热型防热结构。而扁平的前体外形与气动加热烧蚀导致表面粗糙度急剧增加等因素,极易造成飞行器迎风面流动失稳,流动出现转捩甚至演化为湍流,使表面热流分布发生巨大变化,给飞行器安全带来极大挑战。国内以往对大钝头再入器微观形貌变化下高超声速边界层失稳机制和转捩模拟的研究开展很少。以大钝头防热罩与沙粒式分布粗糙元为研究对象,分别利用基于高超声速与粗糙元修正的γ-Reθ转捩模式和k-ω-γ转捩模式,分析了高超声速来流条件下分布粗糙元等效粗糙高度、来流Reynolds数、攻角以及化学非平衡基本流对大钝头迎风表面的间歇因子分布和边界层转捩位置以及热流分布的影响,研究了深空再入飞行器烧蚀粗糙表面的高超声速边界层转捩发展规律与气动热影响规律。

基于前馈—模糊PID策略的风洞控制器应用

针对2.4m跨声速风洞因强耦合、强非线性、大滞后等特性无法获得其精确数学模型,使用经典PID算法控制精度无法满足试验要求的问题,设计基于前馈—模糊PID策略的复合控制器,并应用于风洞试验。试验结果表明,该控制器的应用对于流场控制精度提高有良好的效果。