为减小钝头飞行器超声速飞行的阻力,在整流罩顶端安装多节可伸缩的减阻杆,节间的间隙会引起非线性,对飞行器气动弹性特性产生影响。本文针对含间隙减阻杆的气动弹性问题,提出了非线性结构建模和气动弹性分析方法,利用梁单元和非线性弹簧模拟减阻杆,利用模态综合法建立飞行器系统结构动力学模型,通过计算结构动力学与计算流体动力学耦合求解,获得减阻杆的动力学响应,并进行阻尼辨识,判断系统的气动弹性稳定性。针对不考虑间隙情况研究了不同马赫数不同攻角的减阻杆气动弹性稳定性。针对稳定裕度较小的工况,分析了减阻杆节间间隙对气动弹性稳定性的影响,结果表明,间隙的存在可能削弱气动弹性稳定性,控制间隙尺寸有利于提高气动弹性设计可靠性。

针对直升机气动强耦合、强非线性、不稳定的特点,采用扫频方式获取飞行试验数据及频域辨识技术进行其气动模型辨识。首先分析了气动辨识模型、飞行试验数据需求,并对飞行试验动作进行设计,然后形成气动模型频域辨识流程。在纵向气动模型辨识过程中,发现扫频飞行试验数据低频、高频段数据质量差,纵向和横向通道舵偏相关性强等问题。

利用CFD仿真软件STAR-CCM+,对类车体MIRA模型的尾流场进行仿真研究。采用主动控制减阻技术的流动控制方式,应用定常射流的方式控制尾流场的流动结构,探讨射流减阻的减阻措施。使用雷诺时均法SST k-w湍流模型对快背式MIRA模型尾部流场进行数值仿真,对尾部各个可能减阻的位置做了研究,找到最好的减阻工况,并分析了尾部涡流的变化,发现通过控制模型尾部的分离涡,可以改变车体的压力大小,从而减小模型的压差阻力,实现减阻的目的。

为提高透平级气动性能设计水平,采用数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程和Spalar-Allmaras(S-A)方程湍流模型的方法,针对三级实验透平级开展了包括动叶叶顶间隙、静叶叶根与转轴间隙(隔板间隙)和动叶叶根与轮盘间隙(叶根间隙)的泄漏流动对透平性能影响的数值研究。研究结果表明:与不考虑所有间隙的纯通流三级透平相比,动叶叶顶和隔板间隙泄漏流使透平总静效率降低了0.62%,但同时动叶叶根与轮盘间隙泄漏流动使透平总静效率提高了0.28%,适当的叶根间隙泄漏有利于透平效率的提升;动叶枞树型叶根与轮盘的间隙泄漏影响叶根端区附近主流与泄漏流交互作用的方向;主流与泄漏流之间的"吸"与"漏"影响叶片端区附近二次流的分布与发展,进而引起叶片端区能量损失系数的变化。

现代高性能战斗机均采用放宽静稳定性的布局构型,需通过先进飞行控制的设计来保证其闭环飞机在全飞行包线内均具有优良的动态特性。受到舵面操纵特性的限制,飞行控制系统(FCS)的能力是有限的,即飞机本体的气动参数需满足一定的要求才能保证闭环系统的飞行品质。本文建立了研究本体气动参数对闭环飞机短周期模态特性影响规律的方法,采用等效参数准则,以基于模型参考动态逆控制律的某放宽静稳定飞机为算例,计算分析了不同本体气动参数取值大小对闭环飞机短周期模态特性的影响规律。结果表明,升降舵操纵效能是影响闭环飞机短周期模态特性的主要因素,本体气动参数需满足一定的适配关系才能保证闭环飞机具有优良的短周期飞行品质。研究方法和结果对于放宽静稳定性飞机的本体设计与飞行控制系统设计等都具有很好的参考价值。

采用验证可靠的数值方法对一种新型滑动式调节阀进行CFD模拟,分析了两种不同阀芯的滑动式调节阀在不同Re,不同开度及不同流体流向下的流场及阀芯壁面压力分布特性。数值模拟结果表明,流场受开度及流体流向影响,同一开度下流开型流场比流闭型要平缓。相同流体流向下流场随着开度减小而逐步出现漩涡且逐渐增大。阀芯壁面压力分布曲线随Re增大而震荡性加剧,阀芯壁面始终存在压力极值点A、B且位置不随开度改变而改变,最大压力点A始终处于阀芯迎流的最极端部位,最小压力点B始终处于阀芯壁面拐角处。

采用大涡模拟方法,研究在翼型不同位置添加脊状结构对翼型流场及气动性能的影响。讨论了添加脊状结构后翼型流场的流动特性和涡结构特性。研究发现:(1)在α=6°攻角条件下,无论riblet-Q翼型模型或riblet-H翼型模型均可改善边界层分离情况,但riblet-H翼型模型表现出更好的控制效果;(2)后段布置脊状结构能够有效推迟翼型边界层分离点,抑制边界层大涡形成,控制分离涡的发展和脱落;(3)riblet-H翼型模型使翼型的升力系数增大,同时也使其阻力系数降低,升阻比较原翼型有了较大提高。

利用计算流体动力学的方法,对光滑表面MIRA阶梯背模型进行了外流场数值模拟与试验验证;根据仿生非光滑表面减阻理论,确定了凹坑型非光滑单元体的布置位置及尺寸,并对凹坑型非光滑单元体结构因素对减阻特性的影响进行仿真分析;并基于正交实验设计对凹坑型单元体的结构因素进行优化,仿真表明最优结构组合的减阻率可达10.54%;最后从压差阻力、诱导阻力和摩擦阻力3个方面对凹坑型非光滑单元体最优结构组合改进前后的减阻机理进行了对比分析,显著提高了车身的减阻效果。

尾缘襟翼(TEF)因其对翼型气动特性的调控能力,被认为是降低叶片疲劳和局部载荷最具可行性的气动控制部件。对TEF进行建模,采用Xfoil和CFD软件分析了TEF对翼型气动特性的影响及其机理,并从叶素理论角度对变化来流下TEF的减载效果进行了验证,结果表明:TEF位于不同摆角时翼型升阻力系数均有不同程度的变化,TEF可有效实现对翼型气动特性的主动控制;TEF摆动改变了翼型表面的静压分布和流动状态,进而对翼型升阻力和失速攻角产生影响;TEF可快速有效降低风速突然增加后的叶素受力,进而控制并减小叶片载荷。

针对笼套式节流阀在生产中的气动噪声问题,采用大涡模拟(LES)及气动声学模型(Acoustics)对笼套式节流阀流场及声场进行模拟计算,分析了节流阀气动噪声的产生机理。研究结果表明:在节流小孔处流道结构发生突变,导致气体通过小孔后的流场变得极度紊乱,并产生剧烈的速度、压力脉动,从而形成了强烈的湍流噪声;流场中气体的最大速度为1.69Ma时,捕捉到流场出现明显的激波结构,激波和射流的相互作用将产生大尺度的湍流结构和激波噪声。基于流场仿真结果对阀门的结构进行了改进,提出一种新型内流道结构,并在实际生产应用中验证了其降噪的可行性。