太阳能无人机"超高空、超长航时"的设计方向给螺旋桨的气动设计带来了极大挑战。根据某太阳能无人机总体方案,使用多点多目标优化方法改进设计桨叶翼型,合理布置叶宽分布与桨距,设计出低雷诺数工作环境下的高效螺旋桨,并利用叶素理论对该设计方案进行性能评估。结果表明:本文设计的螺旋桨在全飞行包线内均可保持较高的气动效率,各项指标满足设计要求。

前飞时,自转旋翼机的螺旋桨滑流穿过桨盘平面,会对旋翼产生非定常气动干扰。基于RANS(雷诺平均Navier-Stokes)方程,采用运动嵌套网格方法建立适用于自转旋翼-螺旋桨气动干扰流场的计算分析方法,并对模型进行模拟;分析低速情况下,孤立状态自转旋翼和组合状态自转旋翼非定常气动特性及流场特性,同时分析不同速度和螺旋桨位置对自转旋翼气动特性的影响。结果表明:螺旋桨滑流会影响自转旋翼在各个方位角的升阻力特性,并使得自转旋翼尾迹在0°方位角附近发生畸变;相同拉力下,来流速度越大旋翼后倾角越小,螺旋桨滑流对自转旋翼的影响越小;增大螺旋桨与自转旋翼的间距可以减弱螺旋桨滑流对自转旋翼的气动干扰。

为探索轻质化燃油系统结构,基于电调燃油变量泵的航空发动机转速控制系统,构建了柱塞泵斜盘位置电液伺服控制系统,油泵出口燃油直接输入电液伺服阀;建立了电液伺服阀线性化模型。通过数字仿真,研究了电液伺服阀工作特性,并得到了其适应性模型;在航空发动机特性半物理试验系统上,对斜盘位置电液伺服控制系统实物进行了验证试验,并与航空发动机模型一起构成了发动机转速闭环控制系统。结果表明变输入压力的燃油电液伺服位置控制系统有效可行,变量泵工作稳定可靠,电液伺服阀模型能够准确反映实际工作状况;基于变参数PI控制算法的转速闭环控制初步取得成效。

太阳能四旋翼无人机结合了太阳能飞行器和四旋翼飞行器的优点,已受到广泛关注,但由于太阳能板的存在,旋翼的安装高度和轴距会对整机的气动效能产生影响。通过基于粒子法格子玻尔兹曼技术的XFlowCFD软件,对太阳能四旋翼无人机的整机流场进行非定常数值模拟,并分析该飞行器的气动特性。结果表明:旋翼高度对整机升力的影响较小,旋翼的安装轴距越大整机的升力越大,其主要原因是轴距较小时,旋翼产生的下洗流冲击在太阳能板上,对整机产生气动干扰。

倾转旋翼机的旋翼气动外形设计需要对其直升机模式和固定翼模式下的不同要求进行综合考虑。通过基于Kriging模型的多目标遗传算法建立一套适用于倾转旋翼桨叶气动外形优化设计方法,采用拉丁超立方抽样试验设计方法得到样本点,并建立Kriging模型替代费时的流动数值模拟。以最大化旋翼地面悬停拉力和高空巡航效率为目标,以地面悬停功率不增和巡航拉力不减为约束条件,进行倾转旋翼桨叶平面形状优化设计,并经过非定常数值模拟和风洞试验验证。结果表明:数值模拟结果和风洞试验结果吻合良好,优化结果满足设计指标。

悬停状态旋翼/机翼机身干扰流场的高精度数值模拟对准确预估倾转旋翼飞行器气动性能具有十分重要的意义,是直升机空气动力学领域的研究热点和难点之一。基于运动嵌套网格技术,建立一套适用于倾转旋翼非定常流场的CFD方法,采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为主控方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,时间推进上采用高效的隐式LU-SGS格式;在此基础上,开展某新型倾转旋翼无人机的旋翼/机翼机身非定常干扰流场数值模拟研究,得到其气动干扰的"喷泉效应"现象;着重研究不同襟副翼预置角对降低悬停状态下旋翼/机翼机身气动干扰作用的影响。结果表明:干扰作用使总拉力损失16.6%,45°襟副翼预置角效果最佳,使全机总拉力损失从原来的16.6%降到13.8%。

飞行器在超音速飞行时受到的气动加热效应给结构强度及热防护设计带来极大影响,且真实状态下的气动热环境需要考虑外流场与结构的耦合及内壁面边界条件的影响。采用S-A湍流模型求解Navier-Stokes方程,通过流场与固体壁面交界处的信息传递,实现外流场与结构场的耦合数值分析。针对三种不同翼型的超音速绕流气动加热进行耦合数值研究,对比翼型内壁面在不同热边界条件下的气动热效应。结果表明:不同翼型具有与气动力相似的气动热效应,内壁面考虑对流换热的边界条件最接近真实,考虑机翼燃油箱满油时,三维机翼前缘驻点处热流密度最高可达4200W/m^2。

机载激光武器可以主动防御来袭导弹,大幅提升作战飞机的生存能力。为了具备更远的打击距离,激光武器需要尽可能大的发射镜直径,但几何尺寸较大的发射转塔会对飞机的气动和隐身性能产生不利影响,降低飞机的战场生存能力。利用计算流体力学和物理光学法,分析发射转塔直径对飞机的气动性能和隐身性能的影响,并采用基于agent的作战仿真方法研究发射转塔直径对飞机在突防作战中作战效能的影响。结果表明:飞行速度随着发射转塔直径的增大有小幅度降低,降低幅度在2%以内;30、50和70 cm的发射转塔直径分别导致飞机的头向RCS 64%、173%和282%的增加;对于作战效能而言,激光武器发射转塔的尺寸并非越大越好,相对于无防御措施的无人机执行突防任务,50 cm的发射转塔直径可以提高77.2%的任务成功率,是三种方案中最高的。

螺旋桨滑流产生的加速效应、旋转效应、粘性效应等对于处于后方的进气道性能有显著的影响。基于计算流体力学方法(CFD),通过求解非定常RANS方程,采用滑移动态网格技术来模拟螺旋桨的旋转,建立考虑螺旋桨滑流的飞机进气道气动特性数值仿真方法;以某多轴式涡桨动力系统为研究对象,对螺旋桨滑流对进气道内流的影响进行分析。结果表明:在地面与起飞两个大拉力状态下,有滑流进气道出口总压恢复系数较无滑流的有所提高;而巡航状态下有滑流进气道出口总压恢复系数却降低,除地面小速度状态外,在起飞以及巡航飞行状态下,滑流会增加进气道出口总压畸变指数。

喷流噪声是航空气动噪声的主要来源,会造成严重的环境污染和健康威胁。缺乏对湍流涡如何产生噪声辐射这一物理过程的深刻理解,是难以设计出高精度噪声预测方法和高效降噪装置的根本原因。本文总结公开发表文献中喷流噪声的声源识别与声源机理分析的研究进展和局限。从噪声由湍流脉动产生这一因果律出发,指出未来研究仍需要对噪声和湍流脉动建立合理的物理模型和控制方程,进行合理的分离,并将噪声脉动表示为背景湍流的广义函数,从动力学角度揭示非定常湍流涡演化产生噪声辐射的物理机理。