不同B-V频率下的飞机尾涡数值模拟研究

为保障民航飞机的运行安全,探究大气分层对飞机尾涡的影响,对不同B-V频率和初始温度条件下的尾流演化进行研究。选择SST k-ω湍流模型,使用Fluent软件对自定义函数搭建的9种大气环境下的A333飞机尾涡演化进行数值模拟,并基于演化结果对飞行安全进行分析。结果表明:初始温度不同主要会引起尾涡初始强度的不同,但对尾涡发展影响较小。B-V频率主要作用于t′=1.5之后,使尾涡特征的演化产生差异。较大的B-V频率会诱使尾涡上方产生小尺度的次级涡旋,加速尾涡衰减,减小涡核间距。B-V频率的增大会引起尾涡下沉速率大幅减小,使前机尾流在后机的飞行航路上停留更久,从而增大尾流间隔。

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。

乘波体设计与优化研究进展——从高超声速至宽速域

高超声速飞行器是当前世界航空航天强国抢占制高点的重点方向.目前,该类飞行器正朝着更高速度、更强机动和更宽速域的方向发展,而乘波体的高升力、高升阻比以及下表面流动均匀等优势使其在高超声速飞行器设计中极具应用价值,是当前国内外高超声速气动布局领域研究的热点之一.文章回顾了国内外典型高超声速飞行器和宽域飞行器的发展历程和趋势,系统概述了传统乘波体的设计方法、优化方法、各向稳定性以及宽域化乘波体设计方法等方面的研究进展,并提出一种全参数化描述的宽域乘波翼身融合布局设计方法及宽域气动布局方案,结合数值计算和风洞试验对该布局的宽域气动特性进行了详细评估,结果表明:该布局的亚声速、超声速和高超声速最大升阻比分别为8.4(Ma0.8),5.8(Ma1.5)和5.0(Ma5),整个宽域焦点变化范围为4.8%L,具备较优的宽域升阻匹配和操稳匹配特性.最后,对乘波体在超高速气动物理影响与正向优化设计方法、宽域布局设计与优化方法以及智能可变形飞行器等方面的发展方向进行了展望.

考虑强风干扰的固定翼飞行器“神经元”飞行气动建模

大气环境中的风是影响飞行器实际飞行的主要动态环境干扰因素之一,强风干扰下的复杂空气动力学是固定翼飞行器安全稳定飞行面临的严峻挑战。为提高强风干扰下固定翼飞行器的环境适应能力,发展了一种基于深度元学习的创新固定翼飞行器“神经元”飞行气动建模方法,该方法采用相对于地面坐标系的变量进行描述,根据多元函数的切比雪夫级数理论,将气动力和气动力矩函数分解为不同变量函数的乘积和,通过生成对抗网络技术构建强风干扰下飞行器空气动力模型的共性基函数模型,进而预测飞行器在飞行过程中受到的气动力(矩)。研究结果表明,文章建立的固定翼无人机空气动力共性基函数模型准确,可以较好地预测未知风况条件下飞行器的气动力与气动力矩,为实时空气动力学建模的迁移应用奠定良好基础。

高空大推力涵道风扇气动设计研究

以飞行器推力涵道风扇为背景,利用NASA的涵道风扇模型和实验数据进行数值计算与验证;利用自编代码求解设计要求的涵道风扇在悬停状态下总体性能参数;采用叶素理论对风扇叶片进行设计,根据初始模型的数值结果对涵道风扇各个关键部件进行优化,得到一种新型的涵道外形截面。结果表明:涵道唇口导圆半径的增大会降低唇口处的分离,从而增大风扇进出口流量;小桨叶60%~100%处的出口安装角,增大了涵道风扇的出口轴向速度。两个部件的优化共同提升了涵道风扇的升力,达到设计指标要求。

带扩口折叠翼尖的大展弦比机翼气动弹性研究

扩口折叠翼尖依靠结构的自适应变形来降低飞行载荷,能有效简化控制系统,在成本和质量上更有优势。为研究弹性折叠翼尖作为被动载荷减缓装置的效果,使用铰链将翼尖连接到机翼并赋予一定弹性,对不同的折叠翼尖参数构型进行了静、动载荷响应以及颤振分析,研究了铰链方向、刚度、翼尖质量与翼尖重心位置对载荷响应与颤振特性的影响。结果表明,扩口折叠翼尖在合适的参数下能够显著降低机翼的静载荷与突风载荷,在静气动弹性配平分析中,折叠翼尖可以使展长增加25%而几乎不增加翼根弯矩,并使配平攻角降低了0.14°。在突风响应分析中可使最大翼根弯矩相比于固定翼尖减少近50%,仅比不带翼尖的基准模型高17%。但颤振速度有所降低,需进一步优化以改善其颤振特性。

临近空间太阳能飞行器着陆状态阵风响应

对临近空间太阳能飞行器着陆状态时的阵风响应问题开展了数值模拟研究。针对该类飞行器质量轻、柔性大、降落时速度低的特点,基于CFD/CSD松耦合分析法,利用网格速度法引入阵风载荷。以1-cos阵风模型为基础,探讨了飞行器着陆状态遭遇二维阵风载荷时,其翼尖位移、扭转角、翼根所受结构整体弯矩以及升力系数的变化特性;并将二维阵风响应结果与一维阵风响应结果进行对比;获得了临近空间太阳能飞行器着陆时,二维阵风沿飞行器翼展方向的变化对其结构和气动性能的影响规律。

电推进涵道风扇气动快速求解方法及性能分析研究

随着绿色航空发展,为了能在设计阶段快速获得涵道风扇气动性能参数和非定常流场特征,有必要开发一种高效的数值求解方法。基于小型电推进风扇内流弱可压和尾迹耗散特性,本文将转子和涵道的面元与尾迹涡粒子耦合,使用面元法求解固壁流场,使用涡量输运方程求解远场尾迹传播特征,克服了有限体积法尾迹耗散快的问题。研究表明,本文发展的面元-涡粒子耦合方法对涵道风扇叶表压力与有限体积法趋势一致,整体推力误差为7.83%,能满足工程快速预测需求。本文发展的高效非定常计算方法的尾迹计算数值耗散低,能揭示更为复杂的非定常流动现象,仿真结果显示风扇涵道对尾迹发展有明显约束,而当尾迹传播至外部时,涡量呈现出明显的收缩和对称分布特征。在计算效率方面,本文发展的耦合方法非定常计算效率高,计算相同非定常时间步耗时仅为有限体积法的1/6,具有潜在的涵道动力非定常设计应用价值。

基于梯度搜索与进化机制的多目标混合算法

多目标进化算法(MOEA)因其良好的全局探索能力备受关注,但其在最优值附近的局部搜索能力却相对较弱,且对于具有大规模决策变量的优化问题,MOEA所需的种群数量与迭代次数都十分庞大,优化效率较低。基于梯度的优化算法能够很好地克服这些问题,但梯度搜索算法很难应用于多目标问题(MOPs)。在加权平均梯度的基础上引入随机权函数,发展多目标梯度算子,将其与基于参考点的第三代非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅲ)结合,发展了多目标梯度优化算法(MOGBA)和多目标混合进化算法(HMOEA)。HMOEA在保留NSGA-Ⅲ良好的全局探索能力的同时,极大地增强了局部搜索能力。数值实验表明:HMOEA对于各种Pareto阵面都具有优秀的捕获能力,与典型的多目标算法相比效率提升了5~10倍。进一步将HMOEA应用于RAE2822翼型的多目标气动优化问题中,得到了理想的Pareto前沿,表明HMOEA是一种高效的优化算法,在气动优化设计中具有潜在的应用价值。

鱼骨柔性翼等效结构建模及其气动弹性特性分析

鱼骨柔性翼(Fish bone active camber,FishBAC)是一种依靠结构变形实现机翼弯度变化的结构形式,相较于传统的离散式控制面和增升装置,可以在实现机翼弯度变化的同时保持气动表面的连续与光滑。然而,其依靠结构弹性变形实现机翼变弯度的基本特征可能引发潜在气动弹性问题。针对柔性翼潜在的气动弹性问题,本文从结构特性和气动弹性特性两方面进行了研究。在结构特性方面,基于欧拉梁理论和逐段刚化法建立等效结构模型,经有限元验证发现简化模型在计算非均质梁结构保持精度的同时提高了计算效率。在气动弹性特性分析方面,基于等效刚柔耦合翼型模型和非定常气动理论完成了气动弹性特性分析。结果表明,FishBAC建模时需考虑结构柔性,忽略结构柔性会对气动弹性特性的预测存在一定偏差。在驱动力矩低于1.5 N·m时,本文简化的等效结构模型可较好地预测考虑静气动弹性特性的机翼结构形变。使用本文提出的翼型模型考虑结构存在刚柔耦合特性,并预测柔性段所发生的弯度颤振,简化模型与MSC Nastran相比在颤振速度预测上保持了一致性。

考虑偏航入流的螺旋桨气动特性及滑流分析

采用数值仿真的方法,对四叶螺旋桨在飞行中遭遇非轴向的偏航入流而产生的复杂非定常气动力问题和滑流现象进行了研究。结合非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和滑移网格方法,以偏航角、来流迎角和入流速度为变量,得到不同工况下螺旋桨非定常拉力、力矩、推进效率等特性和滑流流场分布情况。结果表明:保持迎角和来流速度一定,当偏航角从15°增加到25°时螺旋桨拉力和推进效率分别提升了16.20%和6.76%,一定范围内螺旋桨气动特性与偏航角的变化具有正相关性,偏航入流导致桨后滑流流场分布和桨尖涡产生一定程度的偏转,螺旋桨尾迹缩短,滑流区风速得到恢复。螺旋桨非定常气动特性系数随迎角的增大而增大,偏航入流耦合小迎角与大迎角、无偏航计算结果基本相等。螺旋桨4个桨尖涡强度大小不相等,表现出不对称性;偏航入流对螺旋桨的气动性能起到明显的提升影响。

不同折叠角下含间隙折叠机翼极限环振荡分析

折叠机翼作为变体飞行器的重要变体机构之一,其气动弹性响应规律研究为变体飞行器稳定性及操纵性的提升奠定基础。本文提出基于干风洞的含间隙折叠机翼地面颤振虚拟试验模型建模方法,其中折叠机翼翼面子结构采用Craig-Bampton方法建立其刚柔耦合降阶模型,子结构连接采用线性/非线性弹簧连接,气动力采用偶极子格网法获得并转化为激振器集中力,由于地面颤振试验中气动力建模需基于统一的模态振型,针对含间隙折叠机翼采用虚拟质量法获得统一坐标下的虚拟模态振型。仿真结果表明,基于Craig-Bampton方法建立的线性折叠机翼地面颤振虚拟试验模型预测颤振速度与商用软件相比误差低于2%。当模型中采用非线性弹簧连接时,折叠机翼在低于和高于线性颤振速度下均会形成极限环振荡,仿真表明由于间隙非线性的影响,极限环的临界速度比线性颤振降低。研究发现折叠角0°下间隙大小对极限环幅值具有显著影响,而折叠角30°下间隙大小则对极限环幅值几乎不产生影响。

数据驱动的气动热建模预测方法总结与展望

气动热的准确预测是指导高超声速飞行器设计的基础。在经典气动热预测方法愈发难以满足工程中高效准确的气动热预测需求的背景下,近年来蓬勃发展的数据驱动气动热建模预测方法逐渐成为气动热预测的新范式。对此,首先阐述了数据驱动气动热建模预测方法和经典气动热预测方法的相互关系。然后,从建模思路上将数据驱动气动热建模预测方法归纳为3类,即气动热特征空间降维建模预测、气动热逐点建模预测和气动热物理信息嵌入建模预测,并对这3类方法进行了详细介绍和分析总结。数据驱动气动热建模预测方法不仅比工程算法准确,而且和采样方法结合后,还能够有效降低实验测量和数值计算的工作量,给出的模型也更加高效简洁。最后,对数据驱动气动热建模预测方法的发展趋势进行了展望,指出数据驱动技术与经典气动热预测方法的深度结合、气动热物理信息嵌入建模预测方法和气动热预测大模型将会是未来研究的要点。

双S弯进气道锤激波动态特性研究

发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对双S弯进气道锤激波载荷的影响。研究表明:锤激波经过进气道弯道时,弯道外侧流场压力远大于内侧;锤激波离开进气道入口后,进气道内流场经过数个周期逐渐恢复至初始状态;相同进气道反压时,来流马赫数越小,锤激波在进气道内部传播速度越快,且进气道内部压力系数峰值越大;相同来流马赫数下,随着超压比的增大,锤激波在进气道内部传播速度加快,进气道内部压力系数峰值增大。

大型涡桨飞机发动机短舱对机翼气动影响及控制

为了研究大型涡桨飞机发动机短舱对机翼的气动干扰,首先分析短舱机翼的气动干扰对飞机失速特性和最大升力系数的影响,总结短舱机翼气动干扰的流动机理,然后结合实际案例进行工程应用分析。结果表明:短舱对机翼的气动影响主要表现在失速特性和最大升力系数方面;优化设计短舱控制剖面能有效改善飞机失速特性;通过精细设计调整短舱与机翼前缘涡流位置和强度,可以使短舱对机翼产生的气动影响符合设计预期。研究结果为改善大型涡桨飞机短舱对机翼气动干扰提供一定方法。

地面效应对FCLP训练接地误差影响的仿真分析

基于地面效应对飞机近地面飞行影响的空气动力学机理,以舰载机FCLP训练下滑段为基准运动,建立纵向小扰动方程,将地面效应影响化为扰动输入,对FCLP训练中地面效应引起的误差进行仿真分析,并结合此阶段飞行员的操控特点,讨论了减小地面效应影响的措施。本文对精准安全的舰基飞行训练具有借鉴意义。

过冷大水滴动力学行为对翼型结冰的影响分析

过冷大水滴(SLD)是极端危险的飞行环境之一。因大粒径水滴独特的动力学行为变形破碎、飞溅反弹,传统结冰计算方法难以准确地反映SLD结冰情况。采用Navier-Stokes方法求解流场、Euler方法计算水滴撞击、Shallow Water模型模拟结冰,并与NASA实验结果进行了对比验证方法可信。结果表明:SLD动力学行为对结冰和冰形影响较大。其中,变形破碎改变了水滴运动轨迹和撞击范围,降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小2.83%、2.13%;飞溅降低了驻点附近水滴收集率,导致前缘积冰量减少8.09%;反弹显著降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小30.69%、20.01%;撞击后飞溅反弹二次水滴再入流场使得上下结冰极限增加6.14%、3.71%。同时,与干净翼型相比带冰翼型空气动力学性能严重退化,在相同迎角下,升力更小、阻力更大、气动效率更低。

一种新型组合翼地面效应气动特性数值研究

机翼构型是影响地效飞行器性能的重要参数,提出了一种新构型的组合翼,使用计算流体力学方法(CFD)并选择Realizable k-ε湍流模型来模拟机翼表面周围区域的流动结构。通过将具有NACA6409翼型的矩形翼的气动特性计算结果与实验结果进行对比,验证了数值模拟方法的准确性。对组合翼在地面效应下的气动特性进行数值模拟,研究了攻角和离地高度对气动特性的影响,并与矩形翼进行了对比分析。结果表明,组合翼的气动性能相比矩形翼有一定的提升,主要集中在阻力的降低与升阻比的提高上,且在低离地高度和大攻角下提升明显;组合翼具有更大的湍流动能,然而吸力效应小于矩形翼,尾缘气流分离的程度更大;该研究为高性能地效飞行器机翼构型设计提供了参考依据。

环绕式涡桨进气道主流道设计及优化方法

为研究环绕式涡桨进气道主流道设计方法,使用环形截面设计方法进行参数化设计,使用型线方程和3次B样条曲线构建进气道气动型面。使用数值模拟的方法,开展不同上、下型线参数方程和圆心扩展角变化规律对进气道性能影响的研究,通过调整参数得到进气道优化后的构型。结果表明:优化后得到的进气道模型相较于初始模型总压恢复系数提高0.13%,总压畸变降低8.4%。

基于滚转力矩系数的尾涡简化危险区计算分析

为进一步在保证安全的前提下提升飞行效率,提出了一种尾涡简化危险区的划设方法,避开这些区域可以实现飞行安全。基于飞机遭遇尾涡时的空气动力学模型,计算了飞机在不同位置遭遇尾涡时的滚转力矩;以滚转力矩系数作为安全指标,对大于滚转力矩极限值的区域进行包络,划设了尾涡简化危险区;在考虑后机自身体积的情况下,结合尾涡自身的演化、运动特性以及不同的侧风条件,对遭遇尾涡时的危险概率进行了计算分析。研究结果表明:尾涡简化危险区的侧向和垂向边界会随着尾涡的演化而减小,且远涡阶段比近涡阶段减小速度更快。对于初始环量为500 m2/s的尾涡,尾涡在自身的下沉作用下经过约11.6 s后,后机可完全脱离尾涡危险区;4.48 m/s的侧风可对危险区在侧向产生相同的作用,速度更大的侧风可使后机完全脱离尾涡危险区的时间进一步缩短。