基于自由尾迹分析的直升机旋翼下洗流场计算方法

建立一个包含机身影响的旋翼自由尾迹分析模型,以用于实际直升机旋翼和机身组合时的旋翼诱导速度场计算,为火箭导弹发射提供一个旋翼下洗流场计算方法。在该模型中,使用一个卷起桨尖涡模拟尾迹的影响,采用二阶升力线理论代替桨叶的作用,并采用一个源面元模型计入机身对旋翼尾迹的诱导和堵塞等影响;分别以美国佐治亚理工学院和马里兰大学所采用的旋翼／机身组合模型为算例,对多种状态进行计算;将计算的旋翼流场定常和非定常速度与可得到的实验结果进行对比,表明了本方法的有效性。     

四旋翼无人机前飞模态特性

为研究四旋翼无人机在前飞模态下的特性,通过机理建模（叶素法）和风洞试验分析多旋翼无人机在前飞时桨叶和机身气动特性,分别得到了桨叶和机身在前飞模态的气动力模型。该气动力模型带入建立的刚体运动学方程中,可得四旋翼无人机在前飞模态下的非线性动力学模型和状态空间模型,并进行了风洞试验验证。结果表明：在前飞时桨叶气动力模型与悬停模型存在较大的区别;四旋翼在前飞模态时存在俯仰/垂向通道的耦合和滚转/偏航通道的耦合。     

小型无人直升机活塞式发动机建模技术

针对传统的无人直升机发动机研究方法存在的问题,提出一种新的活塞式航空发动机系统建模方案。结合旋翼系统的特性,利用叶素理论对旋翼桨叶进行分析,分别建立了发动机功率特性模型和旋翼的负载模型,根据发动机的动力学特性得到发动机的转速,并通过Matlab仿真和试车台试验进行验证。仿真试验结果证明:该模型合理可行,能够满足无人直升机的仿真控制要求。     

微小型多旋翼飞行器的非线性建模研究

针对目前微小型多旋翼飞行器的控制缺点,对微小型多旋翼飞行器进行系统的非线性建模研究。采用叶素理论对螺旋桨桨叶进行建模,对其前行中的周期挥舞问题进行分析,进而修正旋翼的负载特性;研究刚性机身、桨毂、叶片、电机转轴等的动力学特性,建立了更为完善的微小型多旋翼飞行器非线性动力学模型。选取四旋翼飞行器作为仿真对象,在Matlab/Simulink环境下,搭建开环仿真框图进行仿真验证。仿真结果验证了该模型的准确性。     

二维弹道修正弹修正机构气动特性研究

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑.该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算.计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于1...     

小型共轴旋翼自然来流下的抗风扰气动特性分析

针对自然环境中的二级风（1.6~3.3 m/s）和三级风（3.4~5.4 m/s）,对悬停状态的共轴双旋翼进行水平和竖直来流的抗风扰气动性能测试。在建立自然来流影响下的桨叶速度分布模型基础上,采用低速风洞模拟自然环境对共轴双旋翼进行了来流吹风试验。采用滑移网格方法计算旋翼流场,捕捉自然来流环境中流场内部的气动干扰现象,主要包括桨尖压强分布、流线分布和桨尖速度矢量。研究结果表明：所建立的模拟方法能够准确反映自然来流对共轴双旋翼流场气动特性影响;相比无来流状态,受竖直来流影响的共轴旋翼性能下降,而水平来流环境中的共轴旋翼具有较好的抗风扰性能,旋翼性能随着水平来流速度的增大而大幅度提高。     

桨叶附着涡环量分布的迭代算法

结合升力线理论和叶素理论给出了一种桨叶附着涡环量分布的迭代算法，并用此算法计算了悬停状态下模型旋翼桨叶的附着涡环量分布，计算结果与实验数据吻合较好，且收敛较快，证明了该方法的有效性。     

旋翼下洗流干扰条件下导弹初始弹道分析

结合动量理论和涡流理论,推导了桨叶环量方程,用广义尾流模型计算了旋翼下洗流场。并在此基础上计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的导弹初始弹道,计算结果表明旋翼尾流对导弹的初始弹道有明显的影响。     

自转旋翼式陆空车辆跳飞性能计算

陆空车辆采用自转旋翼提供升力,尾部螺旋桨提供水平推进力的飞行方案,研究该型陆空车辆跳跃式起飞时的旋翼气动特性和飞行动力学特性,为设计具有垂直起降或者超短距起降的陆空车辆提供理论支持和分析计算方法.针对重型陆空车辆的自转旋翼提出了传统预旋结合高速储能飞轮的复合式跳飞方案,采用叶素理论分析自转旋翼桨叶的气动特性,采用数值积分对跳飞性能进行了研究,研究结果对比国内外文献,表明这种新型的复合式方法对跳飞的性能提高明显.     

车辆动力舱冷却风道流场的仿真研究

该文应用三维建模软件PRO/E建立了某车辆动力舱的CAD模型,运用CFD软件FLUENT对动力舱内的冷却空气流场进行仿真研究.重点解决了散热器和风扇在动力舱中的模拟问题.仿真计算得出了动力舱内不同位置的阻力分布情况.此外,还计算分析了冷却空气通过冷却风道的正面深度对系统阻力的影响,以及在不同的风扇转速下车辆行进时,动力舱内冷却空气流场的变化情况.     

四旋翼无人机旋翼对机身非定常气动干扰特性

四旋翼无人机的旋翼对机身构成非定常气动干扰,影响整机的动力学特性。针对此问题,采用计算流体动力学(CFD)计算方法,在刚体假设和不可压流假设下获得无人机机身在前飞工况下受力与力矩的非定常变化情况,并进行风洞实验,验证CFD方法的合理性和计算结果的准确性。采用快速傅里叶变换方法,得到机身所受旋翼气动干扰的模态,从而在干扰力和力矩的变化频率与大小方面进行分析。结果表明：机身所受旋翼的气动干扰与旋翼的转速相关,并且可以由一个5阶傅里叶级数较好地拟合;相对于后旋翼,前旋翼对机身的气动干扰更强;经过简化,单1阶模态的傅里叶级数可以描述升力变化的主要特点,1~3阶模态的傅里叶级数可以描述阻力变化的主要特点;俯仰力矩的周期变化规律可以用单2阶模态的傅里叶级数描述,变化细节可以用1~4阶模态的傅里叶级数描述。     

鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析

为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。     

一种新型灵巧枪弹的气动特性研究

相对普通枪弹,灵巧枪弹具有小尺寸和高命中精度的特点,可显著增强单兵战斗力和生存能力。考虑器件尺寸和气动特性的技术要求,设计了一种新型增程灵巧枪弹的气动外形。该灵巧枪弹与普通枪弹在外形尺寸上有很大区别,气动特性及流场特征尚不明了,因此有必要对灵巧枪弹气动特性进行深入研究。采用数值仿真和风洞实验的方法研究了灵巧枪弹的气动特性,并分析了弹尾外形尺寸变化对灵巧枪弹气动特性的影响规律。研究结果表明：数值仿真结果和风洞实验结果基本一致,证明了数值仿真方法的可行性;随着灵巧枪弹收缩段长度的增加,阻力先减小、后增大,升力和俯仰力矩绝对值先基本保持不变、后增大;随着交界半径的增大,阻力、升力和俯仰力矩绝对值均减小;随着弹底半径的增大,阻力先增大、后减小,升力和俯仰力矩绝对值先减小、后增大。     

小直径制导炸弹翼片的流固耦合仿真分析

为研究小型制导炸弹的翼片变形对气动特性的影响,采用双向流固耦合方法计算一种三弹翼气动布局的制导炸弹在柔性翼时的气动参数及气动变形,利用 FLUENT 计算其在刚性翼时的气动参数。仿真结果表明：2种翼片的制导炸弹升力系数、阻力系数及升阻比随攻角和速度变化的趋势相同;柔性翼的制导炸弹升力系数与升阻比都大于刚性翼,阻力系数小于刚性翼,最大变形量与攻角成线性关系。采用柔性翼的制导炸弹气动特性优于刚性翼。     

小型多旋翼飞行器悬停效率分析

多旋翼的不同配置方式直接影响着小型飞行器整机悬停效率。为了得到不同气动参数下多旋翼系统的悬停效率,通过搭建试验平台测量了多旋翼系统在不同的旋翼位置、桨叶数量、旋翼臂形状尺寸、共轴间距、非共轴旋翼重叠区域时的推力和功耗,分析了不同旋翼配置方式下整机悬停效率随桨盘载荷的变化规律。试验结果表明：旋翼桨叶数为2且在旋翼下置时多旋翼飞行器的悬停效率最高;旋翼臂尺寸比形状对悬停效率的影响更大;不同间距比的共轴旋翼在桨盘载荷较高时可以接近无干扰单旋翼的效率,且在间距比为30.4%时具有较高的悬停效率;通过合理配置非共轴重叠区域的竖直间距比和水平间距比可以有效降低能量损失,且在较小竖直间距比时将水平间距比保持在10％~15％的范围可以大幅度提高悬停效率。     

动叶围带对鱼雷涡轮机通流性能影响研究

针对鱼雷涡轮机叶片短小,顶部间隙泄漏损失严重的问题,基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对有无围带下鱼雷涡轮机通流不同工况下流场及性能进行了数值计算,研究了有无围带时涡轮机功率、效率、燃气流量以及各种流动损失的变化规律,分析了叶轮围带对涡轮机通流流场及性能的影响。研究表明,在鱼雷涡轮机叶轮顶部上安装围带有助于消除叶轮流道主流中叶片径向的泄漏流动,减小叶轮内部流动损失,提高涡轮机通流效率和功率,改善鱼雷涡轮机通流部分的工作性能。     

吊舱发电用涵道式冲压涡轮优化设计

冲压涡轮作为吊舱发电系统的动力部件,其性能直接影响整个系统的工作性能。采用11参数法对冲压涡轮二维叶型进行造型,并利用后缘积叠进行三维成型生成冲压涡轮。应用Fluent对其进行数值计算,在保证涡轮质量流量及输出功率不降低的情况下,以涡轮损失系数为目标函数,基于试验设计和Kriging模型对冲压涡轮叶片数及转子几何外形进行气动优化。研究结果表明:基于试验设计和Kriging模型的优化策略能以较少的试验次数获得良好的优化结果,优化后,整级涡轮绝热效率增加1.02%,涡轮输出功率增加1.8%。     

隔转鸭舵式弹道修正弹气动力工程模型与辨识

修正弹的气动力可表示为外形和飞行状态的函数,其模型直接影响动力学系统求解的准确性。在风洞试验数据的基础上,建立适用于隔转鸭舵式弹道修正弹的气动力工程模型。模型综合考虑复攻角和鸭舵相位角的复合效应,并利用最小二乘方法对修正弹阻力、升力、侧向力以及俯仰力矩的工程模型进行参数辨识,模型预测结果得到了计算流体力学计算的验证。结果表明：鸭舵的诱导阻力较小,小攻角范围内利用对称拟合表征修正弹阻力的误差小于3.3%;在攻角和鸭舵相位角的综合影响下,升力表现为正弦特性,侧向力在鸭舵相位角为180°时会出现二次正弦叠加现象。气动力模型为隔转鸭舵式弹道修正弹的飞行特性分析奠定了基础。     

气动参数对无安定器航弹弹道特性的影响

依据理想条件下的无安定器航弹刚体弹道模型,通过计算机仿真系统分析了无安定器航弹各气动参数对航弹质心运动和绕质心运动的影响.结果表明,阻力系数变化对无安定器航弹质心运动影响十分显著,升力系数对质心运动有一定影响,阻尼力矩系数和静力矩系数对航弹的角运动特性有较大影响,对质心运动影响很小.全面掌握了气动参数对无安定器航弹弹道的影响特点.研究结果对选择恰当的无安定器航弹弹道模型、建立科学合理的无安定器航弹投弹表编拟方法有指导意义.