直升机舰载飞行涡环边界的确定

直升机涡环状态是一种严重的事故状态,舰载直升机海上飞行更易陷入涡环状态。本文建立了直升机涡环边界模型,并以此模型为基础,引入＂两线三区＂理论,计算了某型直升机在陆地和海上飞行的实用涡环边界,可为保证飞行安全提供参考。     

侧风状态下剪刀型尾桨的气动噪声特性

剪刀型尾桨在某些工况下能够降低直升机气动噪声。以L型剪刀型尾桨为研究对象,采用滑移网格方法实现了尾桨的旋转运动,运用计算流体力学方法对尾桨流场进行计算,并使用FW-H方法对尾桨气动噪声进行计算模拟。研究了侧风状态时不同交叠角与不同轴向间距下的剪刀式尾桨的气动力和气动噪声,分析了交叠角和轴向间距对尾桨气动力与气动噪声的影响。     

某型涡轴发动机试飞平台设计及试验验证

为了满足某型全数控涡轴发动机它机领先试飞的技术需求,在分析研究某型战术通用直升机电气、动力、燃油、环控等设计图纸基础上,并对照涡轴发动机全数控系统的装机特点,通过试飞平台建设总体方案论证、各系统方案详细设计及相关产品的研制、试验验证等环节,中国首次成功实现了在机械液压控制的直升机上搭建全数控涡轴发动机它机试飞平台.设计...     

高分辨率彩色显示管分段式环鞍型偏转线圈偏转场的数值分析

利用边界元与有限元相结合的方法，对分段式环鞍型偏转线圈偏转场分布进行数值计算和分析。针对高分辨率彩色显示管所用分段式环鞍型偏转线圈，建立了其绕线分布的数学模型；应用该模型对５１ｃｍ高分辨率彩色显示管分段式环鞍型偏转线圈的偏转场分布进行了计算与分析。     

典型飞行状态桨榖交变载荷和机体振动水平预估

为了评估直升机机体振动水平,开展了桨毂交变载荷预估工作,以某型直升机为算例,采用综合气弹分析方法对其典型飞行状态下进行桨毂振动载荷计算;通过模块化方法建立某型直升机有限元模型,以计算一阶通过频率下的桨毂振动载荷为输入,预估了机体驾驶员座椅处的振动响应,并与相同飞行状态实测振动水平做了对比分析.结果表明:机体响应预测结果与飞行实测结果一致性较好,计算结果符合该型机机体振动随飞行速度变化的规律.     

舰载直升机着舰风限图计算

 基于动量源计算流体力学（CFD）方法,建立了一个适合前飞状态舰载直升机着舰风限图计算的新模型。在该模型中,控制方程采用惯性坐标系下的非定常Euler主控方程,空间离散采用有限体积法,时间推进采用5步显式Runge－Kutta迭代,来模拟舰船复杂紊流场环境下直升机着舰过程中的旋翼/机身/舰体耦合气动特性;为显著提高计算效率,使用动量源模型模拟旋翼流场的作用;同时考虑着舰飞行状态下的直升机平衡计算,在此基础上确定风限图。以UH-60为研究对象,选取风向角为0°、60°和300°三种状态进行了直升机的平衡计算,并与得到的试验数据进行对比分析,验证了结合CFD的平衡计算方法的可靠性。应用所建立的方法,以旋翼操纵量、尾桨操纵量、直升机姿态角和全机需用功率为判断标准,给出了算例直升机的着舰风限图。结果表明基于CFD的着舰风限图计算方法可以有效地用于舰载直升机着舰风限图的确定。     

基于雷达探测数据的尾涡危险区评估

针对尾涡危险区域的研究可以有效避免后机尾涡危险遭遇事件的发生,提出了一种基于激光雷达探测数据的尾涡危险区计算方法。根据雷达实测数据反演飞机尾涡的演化轨迹和速度环量;基于后机遭遇前机尾涡的空气动力学响应构建滚转力矩系数模型;考虑尾涡在实际场景下的演化情况,结合反演得到的尾涡特征参数,计算飞机遭遇尾涡时的滚转力矩并计算尾涡危险区。结果表明:基于激光雷达探测数据反演尾涡特征参数,左涡和右涡的位置、环量并不一致,据此结合滚转力矩系数模型计算得到的整体危险区域也具有不对称性,当单涡更稳定时,对应的危险区域也更大。以B738为后机,选取某一尾涡探测片段验证,对于涡心坐标位置为左涡(390m,8.61°),右涡(435m,8.85°)的尾涡,左涡、右涡的环量分别为256.83m2/s和223.35m2/s,左涡相对右涡实际划设的危险区,覆盖范围更大,因此后机与前机左右尾涡的安全阈值区域不同,可据此对横向间隔做出不同调整,因此本方法有利于为分析后机遭遇安全性、缩短尾流间隔提出重要参考。     

基于微型涡喷发动机的轴对称矢量喷管特性

以微型涡喷发动机为平台进行了收敛型轴对称矢量喷管的数值特性模拟和实验验证。以雷诺时均方程为控制方程,采用SSTk-ω模型研究了在微型涡喷发动机设计状态下轴对称矢量喷管不同几何偏转角下的俯仰推力矢量角特性、推力特性等,并基于该型微型涡喷发动机推力矢量特性实验对仿真模拟结果进行验证和补充。数值模拟和实验的结果表明,喷管出口几何偏转角在0°到20°之间,发动机推力损失较少,且俯仰推力、俯仰推力矢量角与几何偏角具有良好的线性关系。     

黏性流中的链环涡管演化与螺旋度分析

本文通过直接数值模拟研究了链环涡管在不可压缩黏性流中的演化过程.在初始时刻的链环涡管由两个变形的涡环组合而成,其螺旋度为依赖于涡轴参数方程的解析表达式,进而可利用该初始流场进行涡管演化研究与螺旋度分析.发现当初始链环涡管的涡量方向具有相同手性时,链环涡管和环面纽结涡管的演化具有类似的涡动力学过程;而当它们具有相反手性时,涡管间的强涡量梯度会使两涡环在短时间内产生剧烈的涡重联,从而导致涡环由快速的尺度级串过程达到类湍流状态.     

直升机主、尾桨毂密封技术研究

通过搜集历年来主桨毂、尾桨毂漏油情况、修理状况及装机情况，确定漏油的部位，并针对漏油部位，认真分析设计图纸，找到了漏油的原因，制订改进方向及措施。通过不同胶料的浸油试验，确定了最终的改进方案。最后进行了新材料的试制及改进方案的试飞考核验证，最终解决了主、尾桨毂漏油的问题。     

关于尾涡层卷起过程的分析

本文用具有粘性涡核的离散涡方法研究了机翼尾涡的卷起过程,着重分析了翼面环量分布对尾涡层卷起状态的影响.计算表明:尾涡的卷起状况是随翼面环量分布不同而异的.对于复杂的机翼环量分布,尾涡往往不只卷起一个涡,除了翼端涡以外,在涡强|γ(x)|的极大值附近还会卷起一个涡.从γ(x)的分布可以予测卷起涡的数目、位置和旋转方向,这对于计算远区下洗是有意义的.     

姿态偏转引起的复合地层双模盾构卡机事故

双模盾构在复合地层中掘进时,刀具损耗及异常磨损的频率提升,盾构掘进姿态难以控制。最终导致隧道开挖直径减小,引发卡机事故。为了分析盾构姿态偏转及扩挖间隙纵向非均匀分布对盾壳受力特征的影响,本文依托深圳地铁13号线白应区间,利用FLAC3D计算了盾构在掘进时所受的围岩压力,研究结果表明：(1)卡机断面处边滚刀发生了严重的磨损和偏磨,最大磨损量为25 mm。复合地层中掘进参数出现明显波动,盾构更易发生向上的偏转;(2)上软下硬复合地层中,盾壳上部所受的围岩压力较大,地层交界位置出现应力集中现象。盾构姿态偏转时,盾壳前端应力的增长相较盾尾更为显著。盾构向一侧偏转时,相应位置盾壳承受的法向应力增加;(3)盾构姿态向上偏转相较于向下偏转更易引起卡机事故。当偏转角大于±0.5°时,盾壳所受摩阻力迅速增加,在盾构掘进时应尽可能保证盾构处于水平,或小角度下倾姿态。     

基于ANSYS的涡轴发动机压气机设计

与涡扇发动机和涡喷发动机相比,涡轴发动机具有体积小、质量轻、轴系短等显著特点,且由于其良好的高空性能和较宽的功率范围,活塞发动机在无人直升机的应用中逐渐被涡轴发动机取代。但由于成本问题,在小型无人直升机上航空活塞发动机仍占有绝对优势,因此对小功率涡轴发动机的研究十分有必要。该文基于Gas Turb对300 kW级的涡轴发动机进行总体设计与性能计算,Gas Turb是一款能够快速分析燃气轮机性能的软件,可以用于燃气轮机的热力学设计和总体性能计算,此外,利用ANSYS的叶片造型模块对离心压气机的叶轮和叶片进行造型设计,进一步完成了离心压气机的三维数值模拟,验证了所设计的离心压气机模型的可行性。     

侧风滑跑条件下的地面涡气动特性数值研究

以缩比的近地面短舱进气道为研究对象,通过数值计算的方法得出侧风来流条件下地面涡的流场特征和气动特性,着重研究飞机滑跑对地面涡的影响。研究表明:在无相对滑跑时,速度比和离地间隙是影响地面涡特性的重要因素。来流速度越大,离地高度越高,地面涡的强度就越高;进气畸变主要受来流速度影响,流速越高,畸变程度越严重。有相对滑跑时,重点考虑来流速度和滑跑速度对地面涡的影响。来流速度对进气畸变影响很大,畸变指数随着风速升高而增大;滑跑速度是地面涡强度的主要影响因素,滑跑速度越高,地面涡强度越弱。     

侧风滑跑条件下的地面涡气动特性研究

以缩比的近地面短舱进气道为研究对象,通过数值计算的方法得出侧风来流条件下地面涡的流场特征和气动特性,着重研究飞机滑跑对地面涡的影响。研究表明：在无相对滑跑时,速度比和离地间隙是影响地面涡特性的重要因素。来流速度越大,离地高度越高,地面涡的强度就越高;进气畸变主要受来流速度影响,流速越高,畸变程度越严重。有相对滑跑时,重点考虑来流速度和滑跑速度对地面涡的影响。来流速度对进气畸变影响很大,畸变指数随着风速升高而增大;滑跑速度是地面涡强度的主要影响因素,滑跑速度越高,地面涡强度越弱。     

直升机横向漂浮特性分析研究

直升机横向漂浮特性研究是一个非常重要而复杂的课题,该特性在很大程度上影响了直升机在水面漂浮时的横向摇摆特性及摇摆幅度等各项指标的好坏。以某直升机为计算模型,采用理论计算方法对该直升机的横向漂浮静稳性进行了计算;同时,为考察该直升机在给定海况下的耐波性能,采用数值仿真方法对该直升机的相关漂浮参数进行了计算,并以该模型的水动试验结果为依据,对计算结果进行了分析比较,验证了采用理论计算方法及数值仿真方法对直升机横向漂浮特性进行计算的可行性。     

高分辨率彩色显示管偏转线圈偏转场的谐波数值分析

利用边界元与有限元相结合的数值计算方法，结合谐波分析技术，将具有旋转对称结构的三维边值问题以多极场展开技术减维，使其转化为二维边值问题，对高分辨率采色显示管用分段式环鞍型偏转线圈在不同分段结构时偏转场中各次谐波场的分布进行了计算，并与非分段式环鞍型偏转线圈偏转场中各次谐波场的分布做了比较分析，得出了偏转线圈分段绕制与各次谐波场分布之间的关系，为实际开发偏转线圈提供了有益的参考。     

变距/摆振耦合对直升机空中共振稳定性的影响

采用多桨叶坐标转换和复数坐标 变换等方法,研究了变距/摆振耦合对直升 机空中共振的影响;推导出完全引入变距/ 摆振耦合的直升机空中共振分析公式,建立 了相应的分析模型和计算程序。利用系统的 特征值研究了直升机空中共振的动不稳定性, 得出变距/摆振耦合对直升机空中共振的影响 ;通过系统的特征向量与各自由度之间的相互 作用（能量关系）的研究,揭示了空中共振机理 ,以某型直升机为例进行了计算分析。研究表明 ：正的变距/摆振耦合可以抑制旋翼/机体耦合 系统的动不稳定性,在同时存在挥舞/摆振耦合 和正的变距/摆振耦合时,直升机的旋翼/机体 耦合系统为绝对稳定。     

二维环空管道后台阶突扩流动特性数值模拟分析

环空管道后台阶突扩流动是空气正循环钻井过程中十分重要的关键部分,直接决定了钻探岩屑是否能够顺利上返地面.该模型中对再附着过程的演变进行了大涡模拟(LES).指出在层流状态下主回流区长度随雷诺数Re的增加而增加;过渡流状态时出现内壁二次回流区,角部二次回流区和外壁三次回流区;湍流状态时,随着角部二次回流和外壁三次回流的消失,外管内壁和内管外壁处出现大尺度涡;得出了台阶上游和下游较远处流场层流时为抛物线分布,湍流时近似为对数分布.在此基础上进一步研究了湍流情况下流场中大尺度涡结构的瞬时发展和演变过程,以期实现对湍流的有效控制,并为进一步研究气体钻井环空管道内颗粒和大涡的相互作用规律奠定基础.     

混合励磁型多自由度球形电机的偏转分析

为解决现有多自由度电机的偏转运动部分存在转矩不足、转矩波动大和运动范围小的问题,提出了一种混合励磁型多自由度球形电机。在介绍该电机的基本结构和运行原理的基础上,提出了基于多节点许-克变换的磁场解析法,以解决该电机使用三维有限元法进行磁场计算时速度慢的问题。该方法利用离散的线电流对电机的永磁体和绕组进行等效,并将复杂的气隙区域分别通过多节点许-克变换和指数变换转化为圆环区域,利用圆环区域中磁标量位的解析解计算单根线电流区域中的磁场信息,并通过叠加计算整体的磁场信息。而后利用各区域坐标点的转化关系计算原气隙区域的磁场信息,计算获得径向磁密之后通过安培定律计算偏转部分的电磁转矩。本研究采用解析法和三维有限元法建模分析了电机的磁场特性和偏转转矩特性,两种方法的磁场计算结果的吻合度较高,解析法相对于有限元法在幅值上的最大误差分别为7.3%和3.92%,验证了解析法的准确性。为了进一步验证,研制了样机并搭建了实验平台,进行了电机静偏转转矩的测试,结果表明,该电机具有较高的偏转转矩,最大偏转转矩为2.13 N·m,且实验值和两种理论的转矩计算结果的误差较小,实验结果与有限元法、解析法的计算结果误差分...