耦合风场四旋翼植保无人机下洗流与雾滴分布研究

旋翼植保无人机喷药过程中雾滴与旋翼旋转产生的下洗流场和外界风场高度耦合作用,直接影响施药品质。因此基于拉格朗日多相流模型对耦合风场的四旋翼植保无人机下洗流、有无下洗雾滴分布和含风场雾滴分布规律进行数值分析计算,通过旋翼风速测量试验验证数值计算方法的可靠性。结果表明,旋翼下洗气流在轴间中垂线上互相吸引,会发生气流聚合现象,最大气流速度为14 m/s;随着风场作用,迎风侧气流受到挤压逐渐向背风侧偏转,风速过大超过3 m/s下洗流已逐渐失去对风抗干扰能力;有下洗气流作用时沉积时间相比无下洗流作用时加快10倍,提高施药效率;风速的增加导致雾滴的沉积范围变大,当风速达到2~3 m/s时漂移增加,出现复喷现象更加严重。

弹箭在直升机旋翼下洗流场作用下运动规律研究

本文详细分析了弹箭在直升机旋翼下洗流场作用下所受的力及力矩 ,推导并获得了各力及力矩的表达式 ,在此基础上建立了弹箭在直升机旋翼下洗流场作用下的数理模型。通过数值仿真获得了弹箭在该下洗流场作用下的运动规律以及部分参数对弹箭运动的影响规律。研究结果为弹箭的弹道控制与修改提供了依据 。

武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响

探讨了直升机旋翼下洗流的形成、分布和影响。首先研究了空空导弹发射后最初阶段 ,穿越该下洗流区域的运动特性和弹道轨迹变化 ;其次研究了这种变化对空中攻击精度的影响。在此基础上还研究了降低这种影响、提高直升机空中攻击精度的方法。用某型直升机空中攻击的仿真证明 ,该方法是有效的。

基于自由尾迹分析的直升机旋翼下洗流场计算方法

建立一个包含机身影响的旋翼自由尾迹分析模型,以用于实际直升机旋翼和机身组合时的旋翼诱导速度场计算,为火箭导弹发射提供一个旋翼下洗流场计算方法。在该模型中,使用一个卷起桨尖涡模拟尾迹的影响,采用二阶升力线理论代替桨叶的作用,并采用一个源面元模型计入机身对旋翼尾迹的诱导和堵塞等影响;分别以美国佐治亚理工学院和马里兰大学所采用的旋翼/机身组合模型为算例,对多种状态进行计算;将计算的旋翼流场定常和非定常速度与可得到的实验结果进行对比,表明了本方法的有效性。

基于PINNs的单旋翼植保无人机下洗流场预测模型

植保无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)进行喷施作业时,旋翼高速旋转所产生的下洗流场是影响雾滴飘移的重要因素。为了快速准确地预测单旋翼植保无人机下洗流场的速度等流场参数,提升无人机精准施药效果,该研究基于物理信息神经网络(physics-informed neural networks,PINNs)构建了单旋翼植保无人机下洗流场的预测模型。在全连接神经网络结构的基础上,嵌入纳维-斯托克斯(Navier-Stokes,N-S)方程作为物理学损失项来参与训练,减轻网络模型对数据依赖性的同时增强了模型的可解释性。通过最小化损失函数,使得该模型学习到流场中流体的运动规律,得到时空坐标与速度信息等物理量之间的映射关系,从而实现对单旋翼无人机下洗流场的速度等参数的快速预测。最后通过风洞试验验证该预测模型的可行性和准确性。结果表明:没有侧风的情况下,预测模型在旋翼下方0.3、0.7、1.1以及1.5 m共4个不同高度处各向速度的预测值和试验值的误差均小于0.6 m/s,具有较小的差异性;不同侧风风速情况下,水平和竖直方向速度的预测值与试验值的总体拟合优度R2分别为0.941和0.936,表明所提出的模型在单旋翼植保无人机下洗流场预测方面具有良好的应用效果,能够快速准确地预测下洗流场的速度信息。研究结果可为进一步研究旋翼风场对雾滴沉积分布特性的影响机理提供数据支撑。

直升机旋翼下洗流场的数值模拟

建立了三维欧拉方程数值模拟旋翼流场的方法和模型,以用于实际直升机旋翼诱导速度场计算,为火箭导弹发射提供一个旋翼下洗流场计算方法。在该模型中,使用格心形式有限体积法来求解旋翼流场,时间推进应用五步Runge-Kutta方法,并采用了由动量理论导出的远场边界条件,使用了当地时间步长和隐式残值光顺的加速收敛措施;进行了算例计算,分别给出了Caradonna模型旋翼桨叶表面压力分布以及AH-1G模型旋翼流场中沿导弹发射线上的诱导速度分布的计算结果,与可得到的试验数据进行了对比,吻合良好。最后,得出了几点结论。

悬停旋翼下洗流对导弹的气动特性和初始弹道的干扰研究

用广义尾流模型计算了悬停旋翼下洗流场,在此基础上用工程方法计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的某空空导弹的气动特性。将气动力计算和初始弹道计算相耦合,计算了导弹的初始弹道,给出了气动参数沿初始弹道的变化曲线,并对计算结果进行了分析。数值计算结果表明旋翼下洗流对导弹的气动特性和初始弹道有显著的影响,在尾迹区内导弹的气动参数变化较大,尾迹区外气动参数变化比较平缓;弹道参数与无下洗流干扰条件下相比也有很大不同。本文揭示了旋翼尾流对导弹的气动干扰规律和导弹的初始运动规律,研究成果对改进机载导弹的发射技术和弹道控制有重要的意义。

小型无人直升机超低空飞行时下洗流场数值分析

为了研究小型植保无人直升机超低空飞行时下洗流场的特征,利用Solid Works软件和Ansys Workbench软件建立全尺寸物理模型并抽取外流场,使用ICEM软件对模型进行网格划分,运用Fluent软件对小型无人机超低空飞行进行三维数值模拟研究.数值分析结果表明:小型无人直升机超低空飞行时下洗流场的主要运动形式为垂直向下运动,同时伴随有周向旋转运动和径向收缩运动;在旋翼0.8R(R为旋翼半径)位置下方,下洗流场速度最大;随着高度的降低,下洗流场速度逐渐减小,水平方向速度分布逐渐趋于平缓.获得的下洗流场数据为小型植保无人机的设计提供了参考依据.

直升机下洗流场对导弹初始弹道影响

研究了导弹在两种不同控制模式下,直升机下洗流场对其初始弹道的影响。通过建立直升机下洗流场数学模型和导弹动力学和运动学模型,对导弹在旋翼干扰流场下的姿态和弹道变化进行了仿真研究,给出了在导弹自动驾驶仪启控或不启控状态下旋翼下洗流干扰对导弹姿态和弹道影响变化曲线。结论认为下洗流场对导弹初始弹道的影响是显著的,导弹自动驾驶仪的控制作用可有效减小这种影响。

洗流时差阻尼力矩研究

在分析飞机的纵向阻尼力矩时，除考虑俯仰角速度引起的俯仰阻尼力矩外，还应估算出迎角变化率引起的洗流时差阻尼力矩。根据洗流时差阻尼力矩产生的原理，推导并给出了它的计算方法。介绍了各种阻尼导数的表示方法及相互关系。最后较详细地分析了水平尾翼、马赫数、迎角变化率和下洗角随迎角的变化率诸因素对洗流时差阻尼力矩及阻尼导数的影响。

洗流时差阻尼力矩及其影响因素分析

飞机做纵向不稳定曲线运动如扰动运动、俯冲及跃升的曲线段时，其俯仰角速度ｗｚ和迎角变化率ｄαｄｔ均有改变。分析纵向阻尼力矩时，除考虑ｗ＊ｚ引起的俯仰阻尼力矩Ｍｗｚｚｗｚ外，还应估算出ｄαｄｔ引起的洗流时差阻尼力矩Ｍαｚα。较详细地分析了洗流时差阻尼力矩的产生原理、大小及其影响因素。

武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响

探讨了武装直升机旋翼下洗流的形成和分布 ,并从预定的广义尾迹模型入手计算了旋翼下洗流速度的大小和分布。在此基础上计算了武装直升机空空导弹发射后穿越该下洗流区域的运动特性和弹道轨迹变化 ,并对仿真结果进行了分析。本文还研究了这种变化对空空导弹攻击的影响 。

旋翼洗流影响直升机红外辐射的计算分析

针对在旋翼洗流作用下,高速、高温的发动机喷流对直升机的红外辐射特性有着相当大影响的问题,提出了一种计算分析方法。该方法首先利用自由尾流技术对旋翼下洗流场进行计算;在此基础上,将旋翼洗流视为一种横流干扰,以计算得出的洗流速度为边界条件,进行了发动机热喷流模拟;然后,计算了喷流截面的温度涡线分布,并以此确定了旋翼洗流影响下的机体温度分布;最后,计算和分析了旋翼洗流对直升机红外辐射强度的影响。对某型直升机计算分析表明,该方法稳定可靠,结果符合实际情况,适于工程分析和预估。该方法还可用于直升机机体温度场的工程求解。

前飞来流和侧风对植保无人机下洗流场影响的数值模拟研究

研究前飞来流和侧风对单旋翼植保无人机下洗流场的影响。利用格子Boltzmann方法的自适应壁面局部涡(WALE)黏度模型数值模拟CopterWorks AF25B型单旋翼油动力植保无人直升机下洗流场。通过数值模拟不同前飞和侧风速度,研究在不同前飞来流和侧风速度对单旋翼植保无人机下洗流场的影响。结果分析表明:前飞来流方向与形成的前侧涡尾迹旋向相反进而两者流速抵消是下洗流场具有抗风性的重要原因之一。在单旋翼植保无人机前飞高度一定时,前飞速度从3 m/s增大到7 m/s,下洗流场倾斜角度增大116.67%,倾斜角度达到71°,且还会发生二次偏移。下洗流场流速呈“M”形,前飞高度一定时,随着前飞速度的增加,下洗流场的两侧峰值流速间距将缩小,峰值速度出现位置与旋翼轴心距离将增大。在侧风影响的相同前飞高度和前飞速度情况下,单旋翼植保无人机下洗流场随着侧风的增大出现不同角度的偏转,且角度与侧风速度成正比。下洗流场流动结构与无侧风时相同,都呈“U”形结构;在前飞高度和速度不变情况下,不同侧风速度时下洗流场x轴偏移量服从二阶规律。为进一步研究受下洗流场影响的雾滴基本特性奠定基础和指导喷洒作业路径规划。

基于旋翼下洗流场的直升机动力舱通风冷却系统仿真

本文对直升机悬停状态下下洗流场影响区域、动力舱以及发动机排气引射器进行了联合建模,采用结构化网格对计算域进行离散,采用有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,通过数值仿真考察不同湍流模型、发动机散热、以及动力舱进口尺寸对排气引射器引射系数以及动力舱通风冷却系统内部流场的影响。结果表明,引射系数对湍流模型依赖性较小;发动机散热将导致引射气流量、引射系数减小,而且随着冷却气流进口面积的增大,这种影响将增大;增大冷却气流进口尺寸,冷却气流量增大,引射系数增大,但进口尺寸增大到一定值后,其效果已不明显。

洗流测量传感器的试验和计算研究

在理想流体线性理论范围内求出轴对称洗流传器的灵敏度系数。给出了有关来流的刀口角，Ｍ数和Ｒｅ数对康拉特传感器灵敏度影响的试验研究结果。

旋转鸭式导弹洗流气动力干扰分析与计算

研究了旋转鸭式导弹前翼涡迹的扭曲变化,提出了计算洗流气动力干扰的数值方法。根据实验观测和分析,建立了计算扭曲涡迹的数学模型。由于导弹绕纵轴旋转,涡强和起始位置均随时间变化。计算旋涡洗流对后体和尾翼的气动力干扰效应有两种方法:一种采用细长体理论,适合于小展弦比尾翼;另一种采用反流定理,适合于中等展弦比尾翼。计算表明:前翼旋涡洗流除降低尾翼升力外,在旋转导弹上还要产生侧向力、偏航力矩和滚动力矩。这种现象可归入攻角和旋转的耦合气动力效应成为马格努斯效应的一个组成部分。

下洗流对火箭弹弹道影响的分析

在旋翼升力线模型和广义尾迹模型的基础上,采用快速收敛的方法,计算在火箭发射通道上的旋翼诱导速度。从火箭弹运动控制方程出发,将下洗流作为纵风效应,进行弹道分析与计算,得出下洗流对火箭弹道的影响。

旋翼下洗流干扰条件下导弹初始弹道分析

结合动量理论和涡流理论,推导了桨叶环量方程,用广义尾流模型计算了旋翼下洗流场。并在此基础上计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的导弹初始弹道,计算结果表明旋翼尾流对导弹的初始弹道有明显的影响。

螺旋桨洗流在实体式码头前沿砂质海床上的间歇冲刷试验研究

随着高功率发动机在船舶上的使用以及船舶机动性能的提高,螺旋桨洗流在实体式建筑物周围的冲刷正逐渐成为冲刷研究的重要内容之一。首先自行研发了一套一体化试验设备,之后利用该设备进行了螺旋桨洗流对实体式码头砂质海床的间歇性冲刷试验研究。通过对d_(50)=0.7 mm的原型砂土海床的间歇冲刷试验发现:在同等试验条件下,与连续冲刷相比,间歇冲刷会加深冲刷坑的深度,加深范围介于1.3%~24.8%;间歇冲刷时单次冲刷时间长度越短,冲刷次数越多,冲刷深度加深的越明显;且随着螺旋桨到码头面距离的增大,间歇冲刷引起的冲刷深度的增加越明显。最后提出了最大间歇冲刷深度的定量预测方法,该方法可为实体式码头前沿砂质海床的间歇冲刷防护提供理论支撑。