建立一种旋翼前飞状态下的旋翼气动弹性分析模型,模型中采用松耦合方法集成高精度计算流体力学(CFD)气动模型。采用Green应变以及几何精确的弹性运动及变形的几何关系式;并通过Hamilton建立旋翼动力学方程。采用基于N-S控制方程的CFD气动模型,采用滑移网格技术实现桨叶运动。通过计算SA349/2直升机前飞状态下的挥舞、摆振振动载荷,对比试验数据,验证建立的气动弹性分析模型。结果表明,集成CFD的气弹模型能有效提高振动载荷预估精度,对于高阶谐波载荷的计算有很大的提高。

当高速成像制导导弹在大气中飞行时,其光学窗口承受着严重的气动加热。超声速气膜冷却方法可以有效地隔离外部加热,但是超声速气膜流动会引起光束退化,降低图像质量。为了研究超声速气膜气动光学效应,本文构建了主流马赫数为3.4,设计喷流马赫数为2.5,实际测得喷流马赫数为2.45的超声速气膜实验装置。利用基于纳米粒子的平面激光散射技术获得了高时空分辨率流场图像,并对气膜冷却流动的密度场进行重构,利用光线追迹法获取了对应密度场的光程差。通过将光程差分布和K-H涡对比后发现,光程差的波谷位置对应于涡卷的中心,而光程差的波峰对应于涡卷中心之间的连接部分。但是,随着涡结构的发展破碎,对应关系不再成立。根据超声速气膜NPLS流场图像结果,利用分形原理获取的分形维数结果,将其沿流向划分为三个区域,其对应平坦度分别为3.4,2.9,3.6......

利用数值模拟方法探究风屏障参数对流线型桥梁气动特性的影响;分析风屏障对不同桥型气动特性的影响并进行横向对比;讨论风屏障的透风率对车桥系统的气动特性以及流场的影响,通过分析车桥的三分力系数、压力云图、速度流线图、车桥表面风压分布以及风剖面等特征,揭示风屏障对车桥系统气动特性的影响机理。研究结果表明:风屏障能降低主梁上方的流速,从而减小列车的阻力和力矩,但同时也增加了桥的阻力,因此,安装风屏障可提高列车的行驶安全性但不利于桥梁抗风;针对流线型主梁断面,当风屏障高度为3 m且透风率为30%时为最优组合,此时车桥系统的阻力系数可达到最小值1.33;风屏障对不同桥型的遮蔽效应不同,相同的风屏障遮蔽效应对流线型主梁断面的影响远大于对钝体主梁断面的影响。

为了探索研究风扇负荷极限,采用基于增加进口正预旋和动叶轴向速度提升的两种低反动度设计方法,对叶尖切线速度为370m/s的风扇级进行了气动设计研究。通过三维数值计算,结果表明,在设计点,风扇级实现了2.39的单级压比,通流效率达90.84%,且抽吸流量仅为进口的5.5%,达到了设计目标。进一步的流场分析表明,静叶根部较高的损失系数一方面与较强的激波有关,另一方面与端壁过大的抽吸流量导致的堵塞有关。改型设计应从降低根部入口激波强度或降低抽吸流量,即增加抽吸背压或缩小抽吸面积入手。

为了获得冷态下径向冷却通道长度对新型跨流式气冷稳定器气动热力性能的影响,基于Navier-Stokes方程,对在额定工况下5组不同径向冷却通道长度的该气冷稳定器模型进行了三维流固耦合传热数值模拟研究,得到了气冷稳定器外部流场、径向稳定器外壁面的冷却效率、加力燃烧室热混合效率和总压恢复系数的变化规律。在研究的参数范围内,结果表明:径向冷却通道长度的增加,首先,加强了气冷稳定器后的湍流掺混,使得回流区内湍动能极大值增加了24.3%;其次,会减弱径向稳定器近中心锥处的外壁面冷却效果,导致径向稳定器迎风侧外壁面平均冷却效率降低了14.4%;随着径向冷却通道长度的增加,加力燃烧室沿程热混合效率分布曲线随之向上移动;加力燃烧室沿程总压恢复系数分布曲线随之向下移动,加力燃烧室出口总压恢复系数下降了0.23%。

飞行器在大气中高速飞行时,由于空气摩擦,使飞行器表面蒙皮温度迅速升高,例如飞行器以4马赫的速度飞行,其表面温度最终接近800℃[1]。高温使蒙皮材料的力学性能降低,甚至达不到设计性能要求,同时高温使飞行器内部器件存在高温失效的危险。因此,采用各种技术手段来降低蒙皮材料的表面温度,是各国开展高速飞行器研究中必须解决的问题。本文采用等离子喷涂锆酸镁热障涂层材料,并在其表面刷涂20~30μm高红外辐射陶瓷涂层涂料,由此组成的复合陶瓷涂层,在640℃动态环境下可以使表面降低300℃以上,可以满足飞行器4马赫飞行速度的钛合金蒙皮材料防护要求。

采用本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)与Kriging代理模型相结合,建立快速求解气动热参数的降阶模型。引入一种基于换热系数的线性近似方法进行热边界传递,以减少因壁温变化引起的流场迭代。以三维翼面为例,对气动热的计算分析表明,利用POD-Kriging模型快速得到的翼面热流分布与计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法得到的热流分布平均误差在7%以下,而且随着POD基模态个数的提高,误差能够明显降低。结果表明该方法具有较好的计算精度,结合线性近似方法处理热边界,在不降低气动热计算精度的前提下,能够大幅度减少计算耗时。

为研究高铁车体在复杂风场条件下的侧风效应问题,以计算流体动力学(CFD)的数值计算为研究手段,研究车体气动力特性及参数敏感性,系统考察车体气动力随风攻角变化的规律,据此分析列车行驶时的力学性能。通过对比不同高宽比和长宽比车头形状的空气动力学特性,得到合理的车头形状为铁路机车安全运行提供理论和技术支持。根据模拟分析结果表明:车头形状设计为高2.6 m、顶部长0.46 m、底部长3.0 m时,空气动力学特性(气动升力系数、侧向升力系数、倾覆力矩系数)同时取得较为理想的结果,更容易满足列车安全性能要求。

S弯进气道能提高飞行器的隐身性能,但也带来了更大的进气损失,兼顾气动和隐身性能的进气道设计成为了研究难点。为此使用曲率控制的方法设计生成了椭圆、梯形、D形以及矩形共四种进口形式的双S弯进气道,利用CFD和快速多极子方法开展了进口形式对双S弯进气道的气动性能和雷达散射特性的数值仿真研究。研究结果表明:椭圆形进口具有较低的周向畸变指数,梯形进口在小攻角下周向畸变指数低于D形进口,大攻角下两者性能相似;梯形进口在水平探测面上具有较低的RCS,比其余进气道模型至少低1.38 d Bsm,相比椭圆进口在周向综合畸变增加不到0.29%的情况下,RCS最大可降低2.54 d Bsm。

高超声速飞行器存在典型的激波与边界层干扰,由此产生的流动分离与再附会带来严重的气动加热问题。采用雷诺平均方法对HIFiRE-1飞行器激波与边界层干扰气动热进行了数值模拟。讨论雷诺数、马赫数等来流参数和飞行器裙体张角、裙体长度等结构参数对气动热的影响,并分析其影响机理。研究结果表明:柱裙拐角处由于存在边界层分离、再附及强烈的激波干涉,导致飞行器壁面存在严重的气动热问题,控制边界层分离和流场结构能有效控制飞行器壁面热环境。改变来流参数和结构参数会对边界层分离、再附和流场结构带来较大影响,具体表现为:来流雷诺数变化时流场结构变化较小,但会大幅度影响再附热流密度;来流马赫数变化时分离激波与飞行器壁面夹角发生变化,相应的气动热有较大变化;裙体张角变化时引起分离区尺度变化,进而改变壁面热流分布;裙......