基于半解析涡环模型的农用单旋翼直升机流场快速计算

农业航空领域中,定量获取风场(流场)速度分布对单旋翼直升机辅助授粉作业、农药施用效率提升具有重要意义。基于此提出一种半解析理论方法能够快速完整计算单旋翼流场速度。以涡环模型为基础,将农用直升机旋转桨盘下的尾涡系等效为涡环连续叠加所形成的圆柱涡面,再由涡环速度诱导公式半解析计算直升机旋翼空间各点速度。理论模型与仿真和文献试验数据比较,结果表明:涡环模型简单快速,普通计算机(CPU 2 GHz,内存2 GB)上2.8 s完成计算;悬停时与计算流体力学仿真结果下洗速度径向平均误差小于1.9 m/s,平均相对误差小于39.1%,轴向平均误差小于2.26 m/s,平均相对误差小于54.6%;悬停时,诱速从中央往桨尖递增;前飞时,平飞速度越大诱速越小;流场主要影响因素依次为前飞速度、旋翼半径、飞机总重、空气密度。为定量计算农用直升机旋翼风场、辅助授粉作业和田间施药喷头布置提供一种快速方法和参考。

涡环输送特性的实验与仿真分析

为探究结构变化对涡环输送的作用,设计一种基于空气驱动活塞运动模式的空气涡环发生器,采用实验方法研究了涡环发生器的长径比、环径比及活塞停顿时间对涡环输送特性的影响,通过数值仿真对涡环输送过程的速度场和压力场进行分析。结果表明:长径比与环径比对涡环输送特性影响较大,活塞停顿时间的影响较小,其中涡环输送的最远距离为277 cm;长径比过大会造成较大沿程损失,环径比过大会造成较大局部损失,阻碍涡环的生成和输送,而涡环具有在较小能量耗散的同时远距离输送的特性。

一类非线性薛定谔方程的涡环解

本文考虑一类非线性薛定谔方程的涡环解.特别地,对二维非线性薛定谔方程,当径向磁场,电场满足恰当的符号条件时,证明了其存在任意指定的零点个数的非径向解,并且该解在无穷远处指数衰减.特别地,库伦位势,反平方位势,阶梯形位势等经典物理情形满足本文的条件.为了证明主要结果,除了使用靶向法处理约化的常微分方程外,本文主要引进了一个新的Pohozaev恒等式和辅助泛函,以及若干恰当函数变换.

倾转旋翼机涡环状态数值模拟及数学建模

倾转旋翼机垂直下降或斜下降过程中包含极为危险的涡环状态,为掌握涡环状态下其气动载荷、流场变化规律,建立涡环边界数学模型,为相应飞行仿真和飞行试验提供数学模型。采用基于滑移网格技术的CFD方法模拟了倾转旋翼机的涡环状态,研究了倾转旋翼机垂直下降飞行时涡环状态流场、力和力矩的演变规律,提出了倾转旋翼机涡环边界计算方法,并得出了涡环边界解析表达式。结果表明:与直升机涡环状态的主要区别为,倾转旋翼机的机翼降低了单个旋翼涡环状态的影响,但倾转旋翼机旋翼分布的对称性,提高了飞行器滚转力矩失衡的风险;倾转旋翼机垂直下降速率v_(H)/v_(h)为0.9左右时,会进入成熟的涡环状态,旋翼拉力损失最大,为18%;倾转旋翼机垂直下降时的涡环状态对应的下降速率为0.583≤v_(H)/v_(h)≤1.516,风险一方面来源于倾转旋翼机左、右两部分旋翼拉力不对称导致倾覆,一方面来源于倾转旋翼机旋翼拉力损失过大导致坠毁;根据涡环状态危险程度,建立了垂直下降和斜下降状态的涡环边界数学模型。结果可为倾转旋翼机的设计和安全飞行提供下降速度规避依据。

一种可编程非定常流涡环生成装置的设计和研发

设计了多功能涡环生成装置,该装置采用伺服电机驱动模式,由多轴可编程控制器完成控制工作,同时还设计和编制了相关实验程序。装置采用流动显示技术,通过对流体进行染色,把流体的运动规律直接的展示出来,运用可视化方法研究涡环的结构特征,及其传播过程中速度的变化等特性。

直升机涡环状态边界风洞试验研究

本文对直升机涡环状态边界进行了系统的分析与研究。首先,剖析了涡环状态事故的成因,阐述了其在飞行特性、旋翼性能、桨盘入流、涡系结构等方面的物理机制,指出涡环状态下安全隐患的主要诱因是桨尖涡受挤压形成集中涡,使桨盘面上诱导入流相对垂向来流占优,造成旋翼拉力负阻尼与性能损失,导致浮沉运动失稳。然后,对比了各类涡环状态边界的差异性和适用性,指出现有边界预测模型存在建模方式主观性强和试验数据离散度高的问题,并提出了改进思路。最后,设计并开展了模拟下降飞行的旋翼风洞试验。试验结果显示:涡环状态下出现了旋翼拉力负阻尼、拉力损失和功率沉陷现象,旋翼拉力损失最高达30%,旋翼产生维持机体重量拉力的需用功率约为悬停功率的160%。以特情防范实践中关注的旋翼拉力负阻尼和拉力性能损失为指标,从试验结果中提取了涡环状态边界临界速度离散点。在涡环状态边界预测模型构建中区分水平来流、垂向来流和诱导入流对桨尖涡驱动作用的强弱,并计入不同前进比下动量理论的修正和桨尖涡运动阈值的差异,基于试验值采用最小二乘法确定了模型参数,建立了半经验化的涡环状态边界预测模型,模型预测结果与风洞试验结果吻合较好,且符合飞行试验规律。本文对认识涡环状态特情和预防涡环状态事故具有现实意义。

自由射流涡环的形成演化及空化现象

自由射流在淹没状态下产生涡环是流体力学中的常见现象,在高雷诺数时涡环的涡核区域会产生空化现象。通过大涡模拟方法进行数值模拟,研究了两种典型雷诺数下涡环的形成与演化过程,结果表明:雷诺数Re=3000时,涡核区域没有空化现象产生,此时涡环为纯液相涡环;雷诺数Re=160000时,在涡环的涡核区域产生了空化现象,此时涡环为气液两相涡环;通过分析流场的压力分布和蒸汽体积分数分布,找到了涡环发生空化现象的空化压力。

直升机涡环状态边界的飞行试验研究

直升机涡环状态边界的确定对直升机飞行安全具有重要意义。为验证辛宏、高正通过模型试验得出的理论涡环边界线 ,研制开发了一套涡环状态边界的机载测试设备 ,制定了一套飞行试验方案 ,在 R2 2直升机上进行了飞行试验。通过试飞 ,明确了直升机进入涡环状态的首要特征现象是机头开始出现航向摆动 ,摸清了直升机进入涡环状态后的一些运动规律。通过对试飞数据的处理 ,得到了实测涡环边界线以及对应的临界垂直下降率和安全下滑角。本文首次提出了涡环状态过渡区的概念 ,指出当直升机进入过渡区时应立即顶杆增速 ,便可有效改出涡环状态。同时也得出结论 ,直升机一旦陷入涡环状态 ,如不施加有效操纵是不会自行退出的 ,并且愈来愈严重。

直升机尾桨涡环飞行试验研究

根据样机右侧飞的飞行试验,对尾桨涡环现象进行了计算分析;根据右侧飞试验结果,估算出样机悬停回转时尾桨处于涡环状态的偏航角速度范围;将试验结果与国内外的涡环状态判据进行了对比。结果表明,国外的涡环判据不适用于样机的尾桨涡环状态判定,国内的高-辛判据与试验结果一致。

涡环旋转伞开伞稳定性及减速导旋运动特性研究

通过理论分析和伞塔投放试验方法,研究了涡环旋转伞的开伞充气稳定性及其减速导旋运动特性。基于交汇摄影测速法及姿态存储测量法,获得了不同伞衣幅结构及伞绳连接方式对涡环旋转伞系统减速导旋运动的影响规律。试验结果表明,涡环旋转伞系统的平衡转速和平衡落速存在匹配关系,其比值k约为定值,提高该比值的关键是提高涡环旋转伞的导旋力矩,并且当载物的质量一定时,伞衣幅面积与平衡转速和落速成反比,而前后伞绳差的增大可以提高涡环旋转伞系统的平衡转速。

自激脉冲喷嘴结构参数对涡环影响的数值分析

要使自激脉冲喷嘴产生良好的激振,影响自激腔内涡环结构的喷嘴腔体直径、腔体长度、上喷嘴直径、下喷嘴直径、碰撞壁中心角等参数必须相互配合.采用无量纲量,针对3种腔径、5种腔长、4种下喷嘴直径和1种上喷嘴直径配合而成的多种工况进行交叉数值分析.通过对数值模拟结果的分析,给出自激喷嘴结构参数的最优数值配比.

强欠膨胀圆管射流中二次涡环的形成机理

基于大涡模拟方法与高精度混合格式,对出口压力比(n)为1.4与4.0的弱与强欠膨胀圆管射流初始流场进行了数值模拟。结果清晰地描述了两种压力比条件下欠膨胀射流初始流场的结构特征,包括涡与激波结构及它们演变过程,发现强欠膨胀射流中二次涡环是由三波点向下游形成的滑移层失稳而直接卷起,此与弱欠膨胀情况不同。另外,还讨论了二次涡环在绕主涡环外缘向后翻转过程中的演变过程及其对主涡核的影响。当n=4.0时,得到射流域内桶形激波长度与马赫盘直径分别为24mm与0.84mm,与经验公式的计算结果相符。

直升机涡环状态速度边界的试验研究

直升机作带功率下降时，若操纵不慎，容易陷入涡环状态，如果没有足够的高度，就会造成坠地事故。目前，与涡环现象有关的飞行事故仍时有发生。因此，中国民航与南航直升机所合作开展了‘直升机如何避免涡环事故’的课题研究。模型试验研究是在南航直升机研究所自行研制的大型试验设备──旋臂机上进行的。本文介绍了继垂直升降试验之后的斜下降试验，试验结果显示出涡环状态中旋翼气动力和力矩的非定常特性以及不同下滑角的影响，尤其是发现了旋翼进入涡环状态的特征现象──旋翼扭矩的反常变化。据此，得出进入涡环状态的速度边界。

涡环旋转伞流固耦合特性分析

以一种典型的涡环旋转伞为研究对象,采用任意拉格朗日-欧拉流固耦合方法模拟其在无限质量条件下的充气展开过程。计算得到了涡环旋转伞的充气展开和转速、开伞动载等时程变化曲线以及稳态阶段伞周围流场变化规律、伞衣织物的结构强度等流固耦合特性。结果表明:涡环旋转伞在来流12m/s时稳定转速约为3.1r/s,伞衣幅充满外形饱满,与伞塔试验结果吻合;稳态阶段涡环旋转伞上方产生大量涡核,涡核中心的连线类似于空间螺旋线;涡环旋转伞的阻力系数大于一般结构轴对称降落伞;伞衣幅与伞绳连接区域以及边缘区域应力明显高于伞衣幅平均应力水平。

解三维水翼绕流的下潜涡环栅格法

在包含于机翼表面内的某次表面及尾涡面上分布法向偶极子,在翼面上满足物面边界条件,建立了解三维机翼绕流的下潜涡环栅格法。考虑到非线性的自由液面边界条件,用下潜涡环栅格法求解水翼绕流问题。通过算例验证了方法的正确性和程序的可靠性。本方法可用于水翼及水下安定翼和各种舵的水动力计算。

涡环旋转伞系统开伞充气过程仿真研究

涡环旋转伞是一种典型的旋转降落伞,可靠充气展开是其旋转稳定工作的前提。文章以一种典型涡环旋转伞系统为研究对象,采用任意拉格朗日-欧拉流固耦合方法研究了无限质量和低速气流条件下的开伞充气展开过程。获得了充气过程中伞衣幅和伞绳的动态变化过程以及开伞动载、伞衣展开直径、伞绳拉力等时程变化规律。结果表明,非轴对称结构的涡环旋转伞系统在合适的开伞条件下,短时间内可实现稳定旋转,并具有良好可靠性。研究结果对旋转伞系统的减速导旋机理及其结构优化设计具有参考意义。

涡环旋转伞系统减速导旋效率研究

为了解涡环旋转伞的减速导旋特性,提高旋转伞系统的减速导旋效率,以满足某些载物工作状态对转速、落速的苛刻需求,设计一种由涡环旋转伞和圆形减速伞构成的组合伞系统。制作单伞系统和组合伞系统的试验模型,分别进行伞塔试验。基于伞塔试验的高速摄影和图像处理技术,提取伞物系统的弹道数据点,结合弹道模型,用最小二乘法拟合时间弹道数据,得到单伞系统和组合伞系统的极限速度和阻力特征。基于姿态存储测量法,获得伞物系统的转速变化规律。对单伞系统和组合伞系统的弹道规律及减速导旋效率等数据进行对比分析,提出可有效提高旋转伞系统转速落速比的方法。结果表明:对高速录像进行图像处理可简单快速有效地提取伞物系统的极限速度和阻力特征;单具涡环旋转伞可提供更大扭矩,使载物旋转加速度更大,其导旋效率高;组合伞可提供更大阻力,使载物极限落速更低,其减速效率高;组合伞系统的转速落速比更大,整体性能优于单伞系统。

直升机垂直下降时旋翼涡环飞行试验分析

从飞行试验角度介绍了直升机垂直下降飞行时的旋翼涡环特性,从空气动力学角度探讨了涡环形成的机理,分析了Wolkovitch判据、Peters判据以及高-辛判据等三种涡环判据的优点和不足。以直升机做放距阶跃飞行试验为例,得出了为避免直升机进入涡环的安全措施,并验证了高-辛判据的准确性和工程实用性。

直升机飞行中的涡环状态研究

针对直升机特有的涡环飞行状态,根据直升机空气动力学理论,分析了直升机涡环状态飞行事故的现象及成因。指出研究直升机涡环状态的关键是确定涡环状态的边界,分析了各种涡环边界试验的结果及特点,并比较了计算确定涡环边界所需的各种边界判据的特点。最后提出了预防直升机涡环事故的被动方法和主动方法,指出研制涡环告警装置是减少直升机涡环状态飞行事故、保证飞行安全的有效途径。并就建立直升机涡环状态预防体系提出了建议。

涡环发展及其与气泡相互作用的数值模拟

本文发展了三维离散涡模型用于模拟无粘不可压缩涡环的发展及其与气泡的相互作用,涡环被离散为平均分布在其中心线上的球形涡元,由Biot-Sarvart定律叠加每个涡元的诱导速度得到涡环的运动速度.涡环横截面上的涡量分布由二阶高斯分布来近似,而涡环随时间的演化则采用具有二阶精度的预测-校正算法.利用本文发展的三维离散涡模型,首先对圆涡环的发展进行了模拟,运动速度同理论解对比非常吻合,验证了模型的有效性.随后分别模拟了不同强度、不同核径比、不同长短轴比单个椭圆涡环的运动,成功再现了椭圆涡环的长短轴交替互换等现象,得到了不同工况下椭圆涡环随时间发展和演化的定性规律。最后本文将三维离散涡法与气泡运动方程相耦合,对涡环和气泡的相互作用进行了模拟,得到的气泡运动轨迹结果与实验结果非常一致,说明本文提出的三维涡模型可以推广到三维两相的情形.