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流体力学与飞行力学栏目所有文章列表
开式转子推进效率高,是当前航空发动机领域重要的发展方向,但开式转子气动干扰复杂,辐射的气动噪声强,致使气动噪声成为开式转子发动机研制面临的关键问题。为了评估开式转子气动噪声特性,验证开式转子气动噪声预测方法,分析开式转子气动噪声机理,利用新研制的大功率开式转子动力模拟试验装置,在5.5 m×4 m声学风洞开展了典型开式转子模型的气动噪声风洞试验研究;并建立了开式转子气动噪声的风洞试验数据处理方法,发展了开式转子气动噪声的阶次分解方法,系统分析了开式转子气动噪声特性和机理。研究结果表明:开式转子不同阶次单音的分离误差小于0.26 dB;开式转子气动噪声的线谱丰富且明显,覆盖频率范围宽,单音是开式转子最主要的噪声源;开式转子总噪声和单音主要朝90°辐射角附近传播,宽频噪声主要朝桨平面后方传播,前桨单音和后桨单音主要朝70°~110°辐射角传播。
准确获知球头驻点热流,对于飞行器防热设计至关重要。本文基于平衡空气球头驻点层流自相似边界层假设,开展了边界层方程相关推导,采用四阶龙格-库塔法数值求解坐标变换后的常微分边界层方程组,建立正向逼近打靶法,以寻找方程最优解,从而建立了通过求解边界层方程组获得球头驻点热流的方法,将该热流简称为BLES热流,在与试验值的对比中获得了较好的对比效果;以此方法为基础,针对高度10~60 km、不同速度、不同壁面温度的182个工况,开展了Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式计算偏差分析,发现在大部分工况下,壁面温度接近边界层外缘温度时,其热流计算值偏差明显增加;变形驻点热流表达式,将其中的无量纲参数拟合为多个无量纲参数组合的形式,得到了多参数拟合的新的球头驻点热流计算公式,并在多个工况下开展了热流计算效果对比研究,获得了优于Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式的应用效果。
高超声速飞行器表面的热防护材料在经历高温烧蚀后,呈现出分布式粗糙元形貌,而这种形貌对高超声速边界层转捩的影响规律、机制目前尚无统一认识。基于华中科技大学∅0.5 m 马赫数6 高超声速Ludwieg管风洞开展了风洞试验,研究了光滑工况及高度为0.5、1.0、1.5、2.0 mm的分布式粗糙元表面工况下高超声速平板边界层内不稳定波的演化规律,开展了单位来流雷诺数5.39×106~1.72×107 m-1系列来流工况研究,明晰了分布式粗糙元高度因素、来流雷诺数对平板边界层不稳定性的影响。试验结果表明,在分布式粗糙元工况下,主导边界层不稳定性的仍为第二模态不稳定波,频率范围约位于60~120 kHz。对于高度低于当地边界层厚度的分布式粗糙元,高度因素对高超声速平板边界层的转捩位置影响较小。分布式粗糙元高度对高超声速平板边界层内第二模态不稳定波沿流向传播速度的影响是非单调性的,存在影响最大的临界高度。不同雷诺数来流条件下,光滑、粗糙工况下的第二模态波特征演化规律基本一致,且不同高度粗糙元工况在相同来流雷诺数下的边界层转捩位置区别不大。
以1台低速大尺寸轴流对转压气机为研究对象,利用布置在前/后转子叶顶的高频动态压力传感器阵列捕捉到其在不同转速配置和不同畸变条件下的失速初始扰动特征。通过分析在失速工况下采集到的压力波,得到的结果表明:当压气机来流均匀时,设计转速下的失速扰动类型为旋转失速,且传播方向与后转子旋转方向一致;当转速比为1.40时,成熟发展的失速扰动固定在周向某一位置,不沿周向旋转;随着前/后转子转速差进一步增大,转速比为1.52时的失速扰动类型又转变为旋转失速,但由于后转子对前转子尾迹的抽吸作用减弱,失速扰动传播方向与前转子转向一致。当改变压气机来流条件为周向进气畸变时,不同转速比下的失速扰动特征与均匀进气一致,但畸变会引起不同周向位置的失速前压力序列产生不同幅度的波动,利用联合经验模态分解-局部均值分解(EMD-LMD)方法捕捉到了随时间能量逐渐增强的失速前小扰动。
利用高超声速流动中最常见的激波现象进行气动型面设计是飞行器研究的重要方向之一,为了更精确、更高效地求解三维弯曲激波流场,提出了一种名为三维弯曲流面法的流场反设计方法,并将之应用于复杂三维乘波体的设计。该方法将预先给定的三维弯曲激波面沿展向离散为多个随流弯曲的流面,并根据各流面内激波后的气动参数及导数计算相应流场,以此确保计算过程中的流线始终处于弯曲流面内。指定2种具有不同三维特征的激波作为输入,以证明这一方法的有效性。结果表明,在圆锥、椭圆曲锥流场中,与无黏计算流体动力学(CFD)结果的壁面压比误差小于1.07%。同时,将这一方法应用于指定椭圆锥激波的乘波体设计,通过无黏CFD仿真,验证了该方法用于乘波体设计时的准确性。其中,壁面最大压比误差仅为0.26%,在相同条件下,其计算时间、资源比局部偏转吻切方法减少了40%左右。三维弯曲流面法大大改善了乘波体设计范围与效率,有利于高超声速飞行器气动系统的设计。
平面叶栅风洞标模是轴流压气机设计体系建设以及推动平面叶栅试验技术标准化的关键。基于西北工业大学平面叶栅风洞完成了具有典型亚声速可控扩散叶型的压气机标模叶栅的设计和试验。采用自主建立的流场品质综合调控系统保证了标模叶栅的来流准确性、流场周期性以及展向二维性,在此基础上获取了标模叶栅的进气角特性、轴向密流比特性、叶片表面等熵马赫数分布以及叶栅尾迹分布,并与德国宇航院风洞公开的参考叶栅数据进行了对比。研究表明:标模叶栅流场周期性和准确性良好,具有4个连续通道的进口均匀区域和2个连续通道的出口周期性区域;测量通道的进口马赫数偏差不超过0.005,轴向密流比偏差不超过0.02;出口气流的周期性指数不超过2。与参考叶栅数据的对比表明,设计马赫数0.62下,标模叶栅和参考叶栅的损失、出气角、静压比随进气角的变化趋势基本一致。由于出口测量位置差异导致标模叶栅的损失和出气角较参考叶栅偏大,但静压比基本相同;2套叶栅的叶片表面等熵马赫数分布高度一致。总体而言,建立的标模叶栅试验数据全面、可靠性高。
柔性薄膜翼型在低雷诺数范围内能够利用气动弹性效应自适应改善机翼表面气流分布,这种特性为智能飞行器气动与控制设计提供了新的思路。将柔性薄膜材料直接应用到翼型的设计中,对不同攻角状态与柔性长度下的柔性膜翼进行了流固耦合仿真,并采用动力学模态分解方法对膜翼流场进行模态分析。研究结果表明当流场一阶DMD模态与柔性结构一阶振动模态发生锁频时,柔性膜翼相对刚性翼型才会表现出增升效应。柔性膜翼在攻角为16°时增升21.74%,流场压力模态相位结果表明,这种增升效应来源于柔性结构振动产生的压力波对流场剪切层的能量反馈;柔性长度为0.65倍弦长的膜翼增升为14.22%,该构型下的膜翼表面能够产生具有较大压力相位梯度的右行压力波,使得表面气流最大限度地获得来自结构振动反馈的能量,其增升效应远大于其余柔性长度下的膜翼构型。研究为主动流动控制提供了重要的理论支撑。
为了验证自激扫掠喷嘴应用于加力燃烧室的可行性,以及高频动态扫掠燃油喷射方法对于提高加力燃烧效率的有效性,本研究首先设计了耦合自激扫掠喷嘴结构的加力燃油喷杆,对其流量、频率、张角等基本工作特性进行测量,并与圆孔直射式喷杆进行对比分析。然后,基于矩形加力燃烧室性能测试平台,在相同工况条件和油气比范围内,分别采用直射喷杆和自激扫掠喷杆,测量总体燃烧效率,并监测壁面动态压力脉动信息。结果表明,在10 mm直径的加力燃油喷杆内,可实现多个自激扫掠喷嘴的结构耦合;与等几何通径的直射式喷杆相比,自激扫掠喷杆的流通能力提高了23%;同一喷杆内的多个自激扫掠喷嘴,其工作频率和扫掠张角随进口压力的变化规律基本相同,具有较好的一致性。采用自激扫掠喷杆,加力燃烧效率可提高3.7%,且未监测到与自激扫掠喷嘴工作频率相同或接近的压力脉动频率,表明高频动态扫掠燃油喷射不会对火焰热声振荡模态及稳定器后方的大尺度脱落涡结构产生直接影响。
预旋供气系统性能优劣直接制约先进涡轮动叶冷气供给品质。本文应用功热转换理论开展涡轮高位预旋供气系统的正向设计研究,根据已知的边界条件计算出系统各特征截面的气动参数,确定各元件通流面积及其结构参数,通过一维计算结果构建三维物理模型,经转静子匹配迭代获得高性能预旋系统结构。重点开展高温降涡轮预旋供气系统的特性分析及性能评估。结果表明,在满足涡轮动叶供气流量和供气压力要求的前提下,一维设计计算和数值模拟结果的引气流量、系统温降和温降效率的相对偏差均低于1.5%,并且与对应实验结果的系统温降相对偏差小于1.5%。在设计点预旋喷嘴、接受孔和供气孔的流量系数分别为0.937、0.716和0.744;系统温降和温降效率分别达到61.53 K和80%,系统比功耗为-55.74 kW/(kg·s-1)。在保证涡轮动叶供气流量和供气压力的条件下,4个巡航工况点的系统温降达到了39.73~62.88 K,比功耗可达到-55.74~-16.48 kW/(kg·s-1)。
针对三维内转进气道V型唇口处复杂激波干扰问题,通过数值模拟和理论分析研究了侧滑角对V型唇口激波干扰结构的影响机理。重点考察了在马赫数为6、侧滑角为0°~8°条件下,半径比R/r=4.5的V型钝化唇口的激波干扰类型,以及壁面热流峰值和压力峰值(热/力峰值)的变化趋势。数值模拟结果显示,在波系干扰结构方面,该模型上的主激波干扰以及迎风侧的二次激波干扰类型不会随着侧滑角的增大而改变,而背风侧的二次激波干扰类型出现了从规则反射转变为马赫反射的现象。为了有效预测二次激波干扰类型的转变边界,基于无黏激波理论,建立了侧滑条件下V型钝化唇口的激波干扰理论分析方法。发现随着侧滑角的增大,迎风侧和背风侧的二次激波干扰区域的流动参数分别会向低于von Neumann边界和高于脱体边界的方向转变。在壁面热流和压力方面,侧滑角的变化会导致迎风侧和背风侧的热/力峰值发生改变,并呈现不同的变化规律。理论和数值仿真的结果显示,透射激波强度和热/力峰值随侧滑角的变化趋势基本一致。这表明侧滑角变化所引起的透射激波强度的改变,是导致迎风侧与背风侧的热/力峰值随侧滑角增大而呈现不同变化规律的关键因素。该研究可对寻求V型唇口处结构设计所需的气动热/力载荷提供参考。
超声速引射器在航空航天领域具有广泛应用,一般用于抽吸被动流和产生低压环境。为提升超声速引射器性能,设计了一种新型预冷式超声速引射器。该引射器采用支板结构的双喷管,并引入预冷器来预冷温度超过1 100 K的被动流。基于试验和数值模拟相结合的方法,对预冷式超声速引射器的启动特性、负载特性以及预冷被动流对其性能的影响进行了分析。研究结果表明,当主动流总压超过3.0 MPa时,预冷式超声速引射器能够完全启动,盲腔压力稳定在3.46 kPa。而当引射器处于临界启动状态时,引射流道未达到超声速满流,激波串会影响盲腔压力。在完全启动状态下,两股射流自喷管加速流出后会相互撞击,喷管出口附近的静压呈现先上升再下降的趋势。而当引射器处于负载状态时,喷管出口附近的静压呈现先下降再上升的趋势。同时,无论是启动还是负载状态,引射流道均存在激波的交汇和反射,形成菱形激波区域,但随着被动流流量的增加和温度的提升,这些菱形区域逐渐消失。在低引射系数条件下,预冷被动流有效提升主被动流的混合效率,但在高引射系数下该优势不再凸显。此外,预冷被动流能有效提升引射器的增压比,提升幅度超过33.3%。
针对倾转四旋翼飞行器总体设计和飞行动力学建模时难以准确快速评估旋翼间气动干扰的问题,发展基于涡管尾迹模型的多旋翼气动干扰快速分析方法。基于经典涡流理论假设,将各副旋翼尾迹涡系抽象为一根半无限长的涡管,推导旋翼涡管尾迹对空间任意一点诱导速度的半解析解,形成多旋翼间气动干扰的高效计算方法,并与旋翼自诱导速度的动态入流模型结合,建立准确高效的多旋翼诱导速度计算模型。在此基础上,采用共轴和纵列式双旋翼拉力-功率性能曲线的风洞试验结果验证模型。最后,针对某倾转四旋翼飞行器缩比模型分析其直升机模式和倾转过渡时四副旋翼之间的气动干扰特性。结果表明:该模型能够较为准确地捕捉旋翼垂直和水平间距对旋翼间气动干扰的影响,可以用于多旋翼气动干扰快速分析;倾转四旋翼飞行器在直升机模式附近的旋翼间气动干扰特性变化剧烈,合理的气动布局和旋翼旋转方向设计能够有效改善受干扰旋翼桨盘平面的诱导速度及载荷分布。
以超燃冲压发动机再生冷却通道为研究对象,针对高超声速飞行器发动机点火启动时,壁面被快速加热产生的热声波从固体传播到流体域的现象开展了热流固声的多场耦合的瞬态数值模拟,主要关注热声波对结构应力极值的影响及热声波经过流固界面处的变化规律。研究了关键参数,如固体导热系数、杨氏模量、固体密度以及热膨胀系数对流固界面处热声波幅值与频率的影响。结果表明:结构的杨氏模量和密度变化导致波速变化,影响能量的传播速度,对界面处应力波动和压力变化的幅值和频率均有很大影响;改变导热系数导致温度场发生变化,进而影响应力波的幅值,导热系数增大1倍,应力峰值提高30%,但对应力波的频率几乎没有影响,对界面压力变化的幅值和频率影响有限;热膨胀系数增大1倍,壁面变形增大,导致界面处应力和压力峰值增大1倍,对其频率没有明显影响。
为了分析吸气式旋转爆震发动机燃烧室内非定常高压脉动对进气段内流动特征的反向影响,指导进气段设计,考虑进气段出口压力的时空特征,采用三维非定常数值方法对进气段内的流动过程和运动激波传播过程进行了数值模拟。根据计算结果,分析了运动激波的形状特征、传播速度及压力等关键参数变化过程,得到了流动损失和进气段出口脉动反压的传播角频率、峰值以及时均值对流动特征的影响规律。运动激波作用导致进气段内呈现低压气流增压减速和高压气流减压加速的流动特征,相比于定常反压,脉动反压的影响边界更靠上游;角频率越高,则周向长度越长、振荡区域宽度越窄,气流经激波作用次数越多,但不同角频率下出口气流的平均总压损失基本维持不变;保持角频率12 000 rad/s和时均压力比19.1不变,峰值压力在0.5~1 MPa时,出口平均总压损失在43%~46%;保持角频率12 000 rad/s和峰值压力比49.5不变,时均压力由0.22 MPa增至0.32 MPa,出口平均总压损失由52%降至40%,相比于定常反压作用下的总压损失大2%~8%。研究表明:非定常脉动反压作用下吸气式旋转爆震发动机进气段内流动特征与传统进气段存在较大差异,进气段的流动损失更大且激波影响位置更靠近上游。
外界扰动进入边界层的感受性过程对转捩位置预测十分关键。结合直接数值模拟和线性稳定性分析方法,在马赫数为6的高超声速条件下研究了壁温对自由流高斯扰动激发裙锥边界层内扰动的感受性的影响。结果表明,自由流高斯扰动穿过裙锥头部激波后激发出快声波、熵波,其中快声波的幅值最大,并且快声波幅值随着壁温升高而增大。之后快声波先激发出裙锥边界层内快模态,进而通过模态转换机制激发出Mack第二模态。降低壁温会使第一模态趋于稳定,但会激发Mack第二模态。最后,从直接数值模拟结果中通过傅里叶变换获取了感受性系数随壁温变化的规律,结果表明感受性系数随壁温的升高而增大。
反隐身技术的发展对军用飞行器的隐身性能提出更高要求,针对考虑吸波材料的飞行器低雷达散射截面(RCS)设计问题,结合阻抗边界条件,建立了考虑吸波材料的麦克斯韦方程离散伴随方程,推导了伴随方程的多层快速多极子展开形式,实现了RCS关于外形、材料电参数、涂覆厚度等参数的高效、高精度梯度求解。提出一种基于开关函数的吸波材料涂覆位置优化方法,采用进气道等典型外形对几何外形、材料涂覆位置、涂敷厚度、电磁参数等设计变量开展优化设计。设计结果表明,考虑吸波材料特性的伴随优化方法可以在理想导体外形设计和材料涂敷的基础上进一步减缩散射强度,同时能够实现对材料参数、涂覆厚度的优化设计,为吸波材料的选择和涂覆提供指导;基于开关函数的涂覆位置优化能够在材料总重量的约束下,实现吸波材料的最优分配。提出的吸波材料的RCS伴随优化方法可以为吸波材料高效涂敷方案设计提供参考和技术支撑。
爆震波在弯曲通道内传播时,受通道曲率影响,在外壁面压缩与内壁面衍射共同作用下,爆震波锋面呈特定的弯曲型面,更易发生由于激波与化学反应区解耦造成的传播不稳定。为揭示爆震波在弯曲通道内的传播特性,采用C2H4和O2/N2为混合物,研究了当量比、稀释比对爆震波传播过程的影响。结果表明,在弯曲通道内,爆震波近贫燃极限与近富燃极限的熄爆机制存在差异;在富燃工况下,稀释比由0.4增大至0.6,爆震波可从规则反射传播模式转变至马赫杆增长型传播模式。通过将爆震波内壁面处的传播速度与0.8倍C-J速度进行对比,可将传播模态分为稳定传播模态、临界传播模态和不稳定传播模态;在贫燃工况下,弯曲通道内爆震波传播对稀释比变化更敏感;爆震波在封闭弯曲通道内稳定传播的临界条件是弯曲通道内壁面半径应为18.6~24.2倍的平均胞格尺寸。
为确保超声速Bump进气道在全包线范围内与发动机高效匹配,探讨了提升其稳定工作裕度的主导机制。以四唇缘前掠外罩Bump进气道为研究对象,分析了其在设计马赫数下从超临界到亚临界工况的三维流动结构演化。研究结果表明,在小流量(或高反压)条件下,前掠外罩与锥导鼓包相结合的进气道压缩面上,正激波/边界层干扰产生三维分离涡流,并将涡流排移至进口外部。相比之下,相同前掠外罩与平面楔组合的进气道在小流量条件下,分离流呈现出“准二维”流态且大部分被吸入至进气道内部,其稳定裕度较鼓包进气道窄。因此,产生三维分离涡流,并将其排移出进口是提升Bump进气道气动性能、拓宽稳定工作裕度的核心机制。
针对上层大气层飞行器,基于试验粒子Monte Carlo方法,开展了正方形、正六边形和圆形等不同横截面形状的飞行器本体在定容条件下的气动布局优化研究,获得了飞行器本体阻力最小时的长细比,并以阻力最优时的飞行器本体为基础,确定了包含太阳电池翼构型的飞行器自配平气动布局,最后对飞行器稳定性进行了分析。研究结果表明:在250 km上层大气层,飞行器本体摩阻占比较大,该占比随着飞行器本体长细比的增大而增加;在长细比为12.98时,飞行器本体阻力最小;定容条件下,飞行器本体阻力系数与长细比呈线性变化,摩阻系数与压阻系数则保持不变;3种横截面形状中,正方形截面的飞行器本体阻力最大,六边形次之,圆形最小。对于太阳电池翼结构,第一折偏转(布局1)时和三折全部偏转(布局2)时,飞行器处于自配平状态的偏转角度分别为33.8°和18°,考虑飞行器本体散热时,布局1要更优越一些。对于安装偏差,质心向飞行器底部偏移时,飞行器处于静不稳定状态,质心向飞行器头部偏移时,飞行器处于静稳定状态。
倾转四旋翼飞行器由四副可以倾转的旋翼/机翼组成,各旋翼/机翼之间存在复杂的气动干扰,面临严重的操纵冗余问题。为优化倾转四旋翼飞行器的操纵策略,发展了全飞行模式的旋翼/旋翼和旋翼/机翼气动干扰模型,进一步建立了高阶非线性飞行动力学模型。在此基础上,提出了基于操纵量权重系数的倾转四旋翼飞行器复合操纵策略配置方法,开展了各复合操纵量对飞行力学特性影响的敏感性分析,得到了不同飞行模式下的操纵策略。对倾转四旋翼飞行器试验样机的仿真计算结果表明:纵向周期变距系数的增加在3种飞行模式下都可以降低旋翼需用功率以及减小俯仰姿态,应占主导作用;横向周期变距联动系数在直升机模式下需逐步减小以优化航向操纵导数,在倾转过渡和飞机模式下减小至0;左、右旋翼总距差动可以增加飞机模式的航向操纵导数,但会导致横向耦合,应尽可能小;交叉旋翼总距差动系数不仅不能改变航向操纵导数,还导致横向耦合,应尽可能不用;前、后旋翼横向周期变距差动系数能够大幅减小航向操纵导致的横向耦合,在3种飞行模式下都应占主导作用。
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