基于数字散斑的大型机翼弹性形变测量技术

飞机机翼在飞行过程中受气动力影响会发生弹性形变,导致机翼外载荷大小与分布变化,危及飞行安全。该文针对民用飞机在飞行过程中机翼弹性形变测量的需求,分析大型飞机的结构负荷,采用多组摄像机组合标定、机载摄像机位姿修正、大倾角散斑图像解算等视觉测量技术,开展多摄像机组合的大翼展数字散斑形变测量方法研究,设计适用于C919飞机飞行试验的机载翼面弹性形变测试系统。通过实验室仿真试验与精度对比分析,形变测量精度能够满足机翼弹性形变测量要求。     

基于非线性气动力的失速颤振计算与试验研究

飞行器大攻角飞行过程中的动态失速会导致结构自激扭转或俯仰运动,造成非线性失速颤振现象,直接影响飞行器飞行安全与结构安全。该文对标准Leishman-Beddoes (L-B)非线性非定常气动力模型进行马赫数修正,使其适用于低速不可压情形的动态失速气动力计算,然后基于二元翼段气动弹性模型,采用Newmark时域推进方法进行工程失速颤振计算。依据计算结果设计并完成了二元翼段失速颤振风洞试验。试验结果表明,多数试验状态,基于L-B模型的失速颤振计算结果与试验结果均吻合较好。结果验证了修正的L-B模型可以用来进行低速大展弦比平直翼段翼型的失速颤振工程分析与极限环振荡评估,同时,失速颤振速度与极限环幅值受初始攻角的影响很大。     

近空间高超声速气动力数据天地换算研究

该文针对高升阻比面对称飞行器近空间高超声速飞行环境,考虑马赫数效应、粘性干扰效应和真实气体效应等多种复杂气动效应对飞行器气动力数据的影响,采用CFD数值模拟技术和气动数据相关性理论分析方法,建立了基于地面风洞试验外推获取实际飞行状态下气动力数据的天地换算方法;并采用CFD技术对气动力数据天地换算的精确性进行了验证。     

大厚度翼型弹性振动中的分叉现象分析

基于SST两方程湍流模型,求解了雷诺平均Navier-Stokes方程获得非定常气动力,耦合翼型弹性振动方程,在时间域内模拟了大厚度对称翼型的振动过程,探讨了大迎角下大厚度翼型的流场和气动弹性的分叉现象。研究发现,在百万雷诺数条件下,厚度大于20%的对称翼型在一定大迎角范围内,会出现气动弹性振动过程的分叉现象,通过跟踪流场的变化发现,引起翼型振动分叉的原因在于翼型分离涡平衡态的转化。     

微致动器用于翼面流场主动控制规律研究

面向主动流动控制研发了气泡型微致动器及其阵列技术和MEMS合成射流器技术．对气泡型微致动器参与下的飞行器翼面流场进行了数值模拟,并结合翼型开展了风洞实验,研究了气泡型微致动器对气动性能的影响规律．阐述了微型合成射流器及其微流场特性,研究了合成射流抑制失速、提高升力的机理．结果表明,在翼型上对微致动器进行合理布置,采用适当的控制参数,可以实现对翼面绕流的有益主动控制,达到增加升力、改善失速特性等目的．     

大攻角翼面颤振的一种改进的工程算法

提出一种以当地流活塞理论和当地流小扰动线化理论分别计算大攻角翼面激波脱体流态的局部超音速区和局部亚音速区的非定常气动力，以时域积分方法求解颤振方程。改进大攻角翼面颤振分析的工程计算方法，并与风洞颤振试验结果进行了对比，计算精度满足工程设计要求。     

多翼型粘弹性阻尼层叶片的动态特性数值分析

采用有限元软件建立2MW风力机复合材料单翼型和多翼型叶片模型,将粘弹性阻尼层加入多翼型叶片中并进行额定风速载荷作用下的谐响应分析,探索单翼型和多翼型叶片的动态特性区别,并揭示粘弹性阻尼层层数和厚度变化对多翼型叶片动态特性的影响规律。研究结果表明,在高阶频率多翼型叶片的挥舞方向位移和应变能均远小于单翼型叶片的;粘弹性阻尼层对多翼型叶片的低阶频率的挥舞方向位移和应变能有很好的抑制效果。     

直升机地面开车过程旋翼/机体/起落架耦合气弹动力学分析

基于多体动力学的方法,考虑直升机地面开车过程旋翼转速变化引起的惯性力及气动力变化的影响,建立旋翼起动过程,旋翼/机体/起落架非线性耦合气弹动力学模型,模拟分析直升机地面开车过程的瞬态响应,用于直升机地面开车过程的工程仿真研究。所建立的分析模型可以模拟旋翼起动过程中,由于旋翼气动力增加导致的机体重心提升及起落架的伸长;可以分析直升机机体姿态及桨叶瞬态响应。以旋翼起动过程中可能出现的桨叶摆振铰失效为例,检验模型模拟旋翼起动过程中各种突发情况的能力。数值分析结果表明,所建立模型可对直升机地面开车过程进行贴近真实的各种动态仿真,丰富了设计研究手段。     

风力机翼型在复合运动下的动态失速数值分析

现代大型风力机在工作时叶片经历大变形与振动,将会对其周围的动态流场产生影响,从而导致气动力的改变。因此有必要深入研究风力机翼型在复合运动情况下的动态失速气动特性,以正确预测大型风力机运行时的载荷。该文应用计算流体力学方法,对S809翼型在不同运动形式下的动态失速特性进行了二维数值分析。首先对翼型在作俯仰运动下的轻失速和深失速情况分别结合S-A、SST k-ω和RSM三种湍流模型进行了动态失速数值模拟,结果表明S-A、SST k-ω和RSM三种湍流模型都能有效地计算出翼型的气动力。然后采用SST k-ω模型仿真了翼型在挥舞运动、俯仰摆振耦合运动下的动态失速气动特性,并与相同工况条件下翼型作俯仰运动时的气动特性进行了对比分析。发现翼型在挥舞运动下的动态失速虽然弱于俯仰运动,但其强度不容忽视;而翼型在作俯仰与摆振耦合运动时比单纯作俯仰运动时的失速程度更深。因此在风力机设计阶段为获得保守的气动载荷预测,有必要将叶片截面在挥舞与摆振方向的运动转换成等效攻角,叠加在主攻角上进行动态失速气动力计算。     

高效低噪的二维翼型优化设计

针对传统的气动优化设计未考虑气动噪声影响的局限性,开展了基于噪声预测模型的气动优化设计方法在二维翼型中的应用研究。建立了由几何外形参数化方法、径向基函数(Radial Basis Function,RBF)动网格技术、改进粒子群优化算法、气动分析方法、气动噪声预测方法等五大模块构成的优化设计系统,且各模块均采用标模算例进行验证。通过对二维SC(2)-0714超临界翼型进行了单点多目标优化设计。通过对比翼型几何形状、压力系数分布以及在不同迎角下的气动力系数曲线与总声压级的关系可得,翼型头部半径、厚度影响其头部压力峰值、压力恢复、逆压梯度等特性,从而影响升阻比和总声压级,逆压梯度越小,翼型的总声压级越小。优化结果表明,在设计状态下显著提高了升阻比、降低气动噪声,考虑气动噪声的二维翼型优化设计系统可在实际的工程设计中进行应用。     

非线性伺服气动弹性的时域数值模拟

运用非定常流场求解器 ,直接求解翼面作任意运动的时域非定常气动力。将拉氏域内的伺服传递函数转化成时域内的伺服状态方程。通过时域气动力、结构状态方程和伺服状态方程的耦合求解 ,实现伺服气动弹性的时域数值模拟。可以方便地模拟如跨音速、大迎角及高超音速等带有不同非线性的伺服气动弹性响应。通过数值模拟发现 ,伺服系统会降低原有气动弹性系统的稳定性 ,结构陷波器的引入可以减弱伺服系统和结构模态的耦合。应用算例给出了大迎角下翼面的极限环响应和 M=7时伺服颤振速度随迎角变化的非线性特性。     

爆破参量对爆破振动信号能量分布特征影响的研究

为从能量分布角度研究爆破振动信号以控制爆破地震危害,利用小波包技术对比分析了单段和多段微差爆破、单段有无临空面等不同爆破条件下监测到的爆破振动信号各频带上的能量分布特性,研究结果表明:爆破振动信号能量集中分布在200 Hz以下的主振频带附近,主振频带又可分为几个子振带;爆破振动信号中高频(90～125 Hz)成分的衰减快于低频(0～75 Hz)成分;单段爆破条件下振动信号在低频带上的能量分布要高于多段微差爆破时振动信号在该频带上的能量分布;当炮孔有临空面时,炸药爆炸后穿过岩石粉碎区并以地震波形式传播的能量会减小;单段爆破时,药量的增加会导致振动信号总能量的明显增加,但对于各频带能量分布规律的影响并不明显。     

“3500”空冷塔空气两段冷却改单段冷却

本文通过对空冷塔试车及试生产过程中空气两段与单段冷却的实践进行了详细的论述与对比 ,从而肯定了空气单段冷却的合理性和经济性。图 1表 3。     

翼型动态风洞试验洞壁效应研究

翼型动态失速导致气动非线性特征突出,与洞壁效应耦合给风洞试验数据带来极大的不确定性,该文通过试验和数值手段揭示了翼型动态试验洞壁效应产生机理和影响规律,结果表明:相比于静态试验,由于洞壁的存在,动态试验翼型的尾流区的总压和静压分布更不均匀,动态试验翼型在相同迎角下的洞壁干扰更严重,表现为翼型在大迎角段,洞壁干扰导致模型中间截面附近和端部截面附近的速度分布和压力分布差异更明显,且相比于压力面,吸力面流动的二维性变得较差。侧壁干扰抑制了翼型中间截面附近的流向分离,诱导了端部附近的展向分离流。上洞壁和下洞壁的非定常压力系数随翼型实时迎角变化也呈迟滞环曲线,迟滞环方向相反,且脉动一阶主频率与翼型俯仰振荡频率一致。风洞洞壁干扰下,翼型动态失速三维涡结构呈“Ω”型。风洞上下壁干扰使得翼型线性段的升力系数和升力线斜率均增加,诱导翼型提前失速;在负行程,则使得翼型升力系数降低。侧壁干扰在负行程诱导了翼型表面的展向流动、减小了翼型弦向流动速度,引起翼型升力系数减小,正行程范围则影响较小,且翼型失速延迟。FL-11风洞翼型动态试验的上下壁干扰效应为主导因素;但是侧壁干扰不可忽略,特别是在翼型振荡周期的大迎角和负行程范围。     

基于动态近似边界条件的气动弹性数值模拟

发展了一种利用欧拉方程计算非定常气动力的数值方法,通过在固定物面边界上满足动态近似边界条件计算出非定常气动力,避免了在每个时间步重新生成网格或需用动网格技术进行网格变形处理过程,提高了计算效率。运用这种方法计算了一系列非定常气动力算例,并与非结构动网格准确边界条件下的欧拉方程解和实验数据进行了比较,进一步分析了翼型俯仰角和马赫数对非定常气动力相对误差的影响。将气动力解算器与结构方程耦合进行气动弹性数值模拟,计算了跨音速具有S型颤振边界的二元气动弹性标准算例-Isogaiwing。算例结果表明,利用动态近似边界条件的欧拉方程具有简便、高效的特点,并能在小振幅情况下得到与精确边界条件精度相当的非定常流场解,还可以用于气动弹性分析。     

适用于气动弹性的气动力自适应辨识方法

非定常气动力降阶模型可代替计算流体力学求解器用于气动弹性分析。通常多数降阶模型对于参数变化缺乏鲁棒性,此时需要重新构建模型以适应新参数条件,这样的计算消耗也是相当可观的。该文基于Volterra理论研究了适用于气动弹性的非定常气动力自适应辨识方法。利用Haar尺度函数从系统的输入/输出数据中提取出Volterra核,该核展开为级数形式,各项展开系数可表达为单一变参的函数,那么新参数对应的降阶模型就能通过插值方式获得。算例选取了一个二维的NACA64a010翼型,数值结果表明在结构作微幅振动时,该降阶模型适应了参数变化,能够比较准确地预测系统的非定常气动力响应。     

弯扭耦合风力机叶片的准稳态响应及LLTR控制

为解决弯扭耦合复合材料薄壁叶片的发散不稳定问题,阐述了风力机叶片准稳态响应及基于回路传输恢复的LQG(LQG with Loop Transfer Recovery,LLTR)理论控制过程。叶片结构模型是基于周向反对称刚度铺层的复合材料薄壁单闭室翼型;翼型的中线轨迹是S809Ⅱ翼型型线。从直升机叶片的失速气动力模型中提取了一种准稳态气动力模型,经过修正后适合于风力机叶片经典颤振和失速颤振临界状态的研究。分别详细研究了基于输入端回路传输恢复及输出端回路传输恢复两种情况下的LLTR控制,并通过弯扭时域响应和控制器响应的数字仿真比较以及奇异值伯德图曲线对比,论证了LLTR控制算法的稳定性及在颤振抑制方面的优越性。控制算法的实时效应也通过半实物仿真实验平台得到了检验。     

基于iDDES的双三角翼大迎角非定常涡破裂特征分析EI北大核心CSCD

采用基于两方程k-ω-SST模型的i DDES方法对80°/65?双三角翼涡破裂流动进行了数值模拟,获得了迎角?=30??40?范围内,涡破裂在双三角翼主翼面上方发生时的气动力、表面压力、空间涡结构、湍动能等流动信息,在与风洞实验充分比对的基础上,详细分析了涡破裂发生时的涡破裂形态,表面压力均方根值分布,非定常气动力、表面压力脉动等流动特征,对涡破裂与气动力频谱、表面压力/压力脉动、空间速度、湍动能分布之间的相互关系进行了阐述,并分析了以这些流动信息为判据得到的涡破裂位置之间的相关性。     

用当地流活塞理论计算大攻角翼面超音速颤振

本文应用当地流活塞理论，推导了弹性振动翼面的非定常压力分布以及用模态坐标表示的广义气动力系数矩阵，相应的颤振运动方程和特征方程，提出了可用于大攻角、有限厚度翼面超音速颤振计算的一种新的工程计算方法。算例表明方法的可行性和工程实用价值。     

利用桨叶后缘小翼运动的旋翼桨毂振动载荷优化控制

利用桨叶后缘小翼运动是控制旋翼桨毂振动载荷的一种有效方法。采用非定常气动力和弹性力耦合的气弹分析方法,对附加了桨叶后缘小翼的直升机旋翼系统的振动载荷进行了研究。采用弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型、翼型剖面气动力采用Leishman-Beddoes二维非定常动态失速模型、后缘小翼剖面气动力采用Hariharan-Leishman非定常气动力模型,建立了带后缘小翼的旋翼桨毂振动载荷分析模型。采用伽辽金和数值积分相结合的方法,求解旋翼系统在前飞状态下的气弹响应。分析了后缘小翼各运动参数对桨毂振动载荷的影响。针对桨毂4阶振动载荷,采用改进的主动控制方法,优化了小翼的运动,使桨毂振动载荷得到显著降低。