新型高度集成化液压电机泵将电机和液压泵的功能高度融合,具有结构紧凑、能量转化效率高等优点,在航空领域具有广阔的应用前景和研究意义。然而,液压电机泵中电机的发热及冷却一直是困扰人们且需要解决的难题。本文通过研究液压电机泵电机的发热机理,建立液压电机泵的流场、电磁场及温度场的数学模型;通过数值模拟研究液压电机泵的流场、电磁场及温度场的分布及耦合影响因素,发现自冷却流道周围流体和该流体位置所对应的壳体温度会有所降低。本文对应用于航空领域的高度集成化液压电机泵的设计及自冷却方式具有一定的指导意义。

本文综合考虑了旋翼、机身、平尾气动特性,建立了共轴刚性直升机XH-59A前飞气动力模型。旋翼性能计算建立在叶素动量理论和Pitt/Peters入流模型的基础上,考虑了上下旋翼的相互干扰和周期变距,获得旋翼和直升机的力和力矩随旋翼总距的变化,验证了风洞试验结果,预测的旋翼的推力系数为试验值的88%~101%。针对直升机前飞时保持力和力矩平衡,构建了基于梯度优化方法的快速通用配平策略,控制参数包括上下旋翼总距、横向和纵向周期变距,以及桨盘倾角。预测了控制参数随前进比的变化,与飞行试验数据进行了对比,在前进比0~0.4范围内,控制参数的变化趋势相同,桨盘倾角、总距、纵向周期变距最大相差6°,差动总距最大相差1°,横向差动距最大相差2.4°,验证了气动配平和性能分析的可靠性。

随着空空导弹长细比的增加,导弹的弹性特性逐渐凸显,随之带来的气动伺服弹性问题也越来越受到研究人员的关注。有研究表明串联在反馈通道上的陷波器能够有效解决机械系统弹性振动带来的伺服问题,但传统的固定极点式陷波器无法解决导弹飞行过程中振动频率变化的问题。因此,本文提出一种新的自适应陷波器的设计方法,通过反馈测量信号对弹性振动频率进行实时估计更新,从而改变陷波器的陷波频率。仿真结果表明,提出的自适应陷波器设计方法能够有效滤除空空导弹过载跟踪控制时产生的振动信号,避免了气动伺服弹性问题的发生,实现纵向加速度的稳定快速跟踪。

环量控制技术用于飞行器上可以显著提高升力,改善飞行性能。为了研究环量控制对超临界翼型气动特性的影响规律,特别是大迎角下的气动特性,采用雷诺平均N-S方程的数值模拟方法进行了数值计算和分析。分别模拟了动量系数、迎角、射流比例对于升阻特性的影响规律。结果表明,大迎角下环量控制射流对翼型升力的提升极其有限,高动量系数会导致翼型失速迎角提前,分析了射流和迎角与前缘流场的相互关系,总结了失速迎角提前的作用机理;通过调节双射流比例,能够在大迎角下进一步改善升阻特性。

通过理论计算和仿真分析,研究影响阀控液压系统压力冲击的关键因素,得出阀控液压系统中的压力冲击与管路长度、阀开启时间的关系,并进行试验验证。结果表明,管路长度、阀开启时间直接影响着阀控液压系统中的压力冲击。缩短管路长度和适当延长阀开启时间,都能有效减小阀控系统中的压力冲击。这为飞机液压系统中元部件的布局和设计提供了方向,为飞机液压系统的完善和优化提供了依据。

为了评估飞机在发生轮胎爆破时对液压系统的影响,提出一种分析轮胎爆破下飞机液压系统安全性的方法。轮胎爆破会损坏液压管路,直接影响到液压能源系统及下游设备的正常工作,对飞机的飞行安全造成重大影响。分析方法基于轮胎爆破模型假设,首先分析轮胎爆破冲击波对液压系统的影响,随后综合考虑碎片的影响,对起落架舱进行轮胎爆破影响范围的空间扫略分析,得到轮胎爆破对液压能源系统的安全性影响。本安全性分析方法也可作为其他系统专业轮胎爆破安全性分析以及整机级安全性分析的输入。

本文采用LES/FW-H混合算法开展超声速欠膨胀喷流噪声模拟,研究了欠膨胀状态下喷流流场与声场特征,发现欠膨胀喷流核心区下游平均流向速度衰减较理想膨胀喷流减缓,而湍流速度脉动值增大。此外,欠膨胀喷流中激波波系/喷流剪切层干扰增大了作用点附近的高频和低频压强脉动值,其辐射的宽频激波噪声增强了侧向与上游方向的高频噪声。通过分解近场声场,并结合激波波系的捕捉结果,详细给出了激波泄漏产生宽频激波噪声的过程,揭示了宽频激波噪声的产生机理。

飞机设计过程中需要掌握各种舵面偏转气动特性。采用计算流体力学(CFD)技术计算舵面偏转气动力时,不同的舵面偏转角度通常需要生成不同的网格、网格变形或重构,这一过程需要耗费大量时间。一种简化的计算方法是蒸腾边界方法,通过在舵面的边界条件中增加一个法向扰动速度以模拟舵面偏转,从而可以在不进行网格变形或重新生成网格的情况下计算不同舵面偏转角度下的气动力系数。本文采用跨声速巡航标模(TCR)鸭翼偏转构型验证蒸腾边界方法计算舵面偏转气动力的有效性,迎角范围为-6°~10°,鸭翼偏转角范围为-15°~10°。通过对网格变形和蒸腾边界两种方法进行气动力计算对比,结果显示,蒸腾边界方法可以在网格保持不变的情况下获得有效的气动力计算数据,两种方法多数工况的计算结果基本一致,只有在迎角和舵偏角产生叠加效应使得舵面相对迎...

针对等离子体激励下的串列双圆柱绕流噪声抑制问题,通过将等离子体体积力模型、脱落涡模拟、声比拟理论等技术相结合的数值模拟方法,研究不同来流速度下等离子体激励器安装位置对双圆柱分离流形态控制与远场噪声抑制效果的影响。结果表明,当所施加的等离子体激励位于圆柱流动分离点附近时,控制措施可有效减小分离涡尺度和湍流强度,并显著降低远场监测点的总声压级。随着来流速度增大,等离子体激励器的降噪效果增强,同时最优安装位置前移。当来流速度达到55m/s时获得最优降噪效果,其远场监测点声压级频谱峰值和总声压级分别降低11.5dB和8.3dB。而随着来流速度的进一步增大,等离子体激励器的降噪效果逐渐减弱。所得结果对于等离子体流动控制抑制串列圆柱噪声的实际应用有一定指导意义。

本文采用基于CFD/FW-H的旋翼气动/噪声计算模型,针对悬停及中小速度前飞时,考虑机身对旋翼涡流场、非定常气动载荷和噪声特性的干扰影响,开展了直升机机身干扰状态下的旋翼气动和噪声特性数值计算分析研究,获得了不同飞行状态下,机身对旋翼涡流场、气动力和噪声特性的影响规律。计算结果表明,机身对旋翼气动力的影响主要存在于0°和180°方位角附近,且桨叶内段受影响较大,但在不同的飞行状态下,机身对旋翼气动力的影响规律存在不同特点;此外,由机身干扰引起的桨叶载荷变化对旋翼气动噪声的影响很小。