电控旋翼直升机飞行动力学建模与配平特性研究

首先基于Peters He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型.在此基础上,结合机身、尾桨、尾面的气动力模型,建立了完整的电控旋翼直升机飞行动力学分析模型.以Z-11直升机为基准改造为电控旋翼直升机作为算例,计算了前飞状态下电控旋翼直升机的诱导速度分布和桨盘迎角分布,对比了电控旋翼与常规旋翼的气动特性差异;在此基础上,进一步分析了电控旋翼直升机的配平特性随前飞速度的变化规律以及与常规直升机的差异.     

基于自由尾迹方法的自转旋翼气动特性研究

为研究自转旋翼的气动特性,建立了自转旋翼的自由尾迹方法计算模型,并耦合桨叶挥舞运动模型和自转旋翼配平模型,建立了一种分析自转旋翼气动特性的方法。以某试验自转旋翼为算例对该方法进行了验证并运用该方法研究了自转旋翼的尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布特性。研究结果表明:建立的自由尾迹方法计算模型可以满足自转旋翼气动特性分析的需求,相比传统的近似入流模型,该自由尾迹方法模型精度更高;前飞时自转旋翼尾迹随时间推移自桨盘处向桨盘后上方运动,水平面内自转旋翼尾迹畸变略小于驱转旋翼;自转旋翼桨盘诱导入流呈非均匀分布,从桨盘前缘到后缘,下洗入流大致呈不断增加趋势,在相同拉力水平下,自转旋翼90°方位角附近及桨盘后缘的诱导入流小于驱转旋翼。     

旋翼桨涡干扰噪声开环桨距主动控制研究

直升机在斜下降飞行时旋翼产生的桨涡干扰(BVI)噪声十分严重,桨距主动控制是降低旋翼BVI噪声的有效手段之一。为摸索其对旋翼BVI噪声的影响规律并阐释其机理,开展了开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。建立能够计入开环桨距主动控制的旋翼自由尾迹模型,并结合翼型气动力模型及基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的旋翼载荷噪声计算模型,建立旋翼BVI噪声开环主动控制模型。以40%缩比的4桨叶BO-105直升机模型旋翼为算例,在风洞配平状态下开展开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。通过分析算例旋翼在不同相位、幅值的桨距主动控制下的BVI噪声声压级、桨盘气动载荷及桨盘迎角分布,总结出开环桨距主动控制影响旋翼BVI噪声的规律,并初步阐释了其机理:适当的桨距主动控制可改善桨盘迎角分布,降低桨涡干扰位置附近的桨叶气动载荷,从而降低BVI噪声。     

自转旋翼机飞行性能理论建模技术

为研究自转旋翼机的飞行性能理论建模技术,基于基本分析法和配平分析法,对自转旋翼机整机需用功率的建模方法进行了研究,并研究了自转旋翼机的桨盘迎角特性、升阻特性以及自转旋翼桨叶剖面迎角分布特性等。研究表明:建立的基本分析法和配平分析法计算模型均可以准确计算自转旋翼机的整机需用功率和自转旋翼桨盘迎角,两种方法均可用于自转旋翼机飞行性能的分析;小速度时整机需用功率主要来自于自转旋翼功率,大速度时机身废阻功率成为整机需用功率的主要来源;适当增加总距可以提高自转旋翼和整机的升阻比;在自转旋翼设计时可以对桨叶剖面翼型的展向分布进行优化,在桨根处优先采用相对不易失速的翼型以推迟失速对最大飞行速度的限制。     

自转旋翼的气动优势和稳定转速

旋翼机在正常飞行中和直升机在自转下滑时,其旋翼都处在自转状态。从建立自转旋翼的气动模型入手,通过与直升机正常工作状态下的旋翼的气动特性的对比,得出自转旋翼具有较好的气动环境和更高的效率;讨论了旋翼机的稳定转速与总距角、前飞速度以及桨盘迎角的关系,通过分析说明在设计旋翼机时,可选择一固定总距,使旋翼机在相当宽的飞行范围内,只需小幅度调整桨盘迎角就可保持稳定飞行。     

桨叶分段线性扭转对旋翼性能的提升

为研究桨叶沿展向不同位置的负扭转对直升机旋翼性能的影响,以各向异性复合材料中等变形梁模型为基础建立旋翼性能计算模型,实现在不同速度前飞时直升机旋翼需用功率的预测。理论预测与试飞数据对比一致,验证了本文分析模型的有效性。以UH-60直升机为样例,按翼型将桨叶沿展向分为内、中、外3段,从迎角和升阻比分布入手研究各段负扭对旋翼需用功率的影响效果和机理。整体上,直升机前飞速度越高,桨叶负扭的影响越明显。其中,内段负扭对旋翼性能有负面影响,但影响较小;中段负扭对桨盘上气流环境的改善起决定性作用,高速前飞时可使旋翼需用功率降低10%以上;外段负扭有利于降低需用功率,作用效果一般。通过遍历法得到了一组分段线性桨叶扭转方案,在各飞行状态时都优于线性负扭方案。     

直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响

为摸索直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响规律并揭示其机理,首先建立能够考虑2阶谐波桨距控制影响的旋翼气动力模型,进一步建立相应的直升机飞行动力学模型,将旋翼需用功率作为性能评估的依据,在全机配平状态下开展2阶谐波桨距控制对旋翼性能的影响研究.对于样例直升机,前进比为0.2时,施加任何2阶谐波桨距控制均使旋翼需用功率增加;前进比为0.35时,施加幅值为1.5°、初相位为90°的2阶谐波桨距控制使旋翼需用功率降低约5%.通过分析样例直升机桨盘平面迎角分布和阻力系数分布,总结出利用2阶谐波桨距控制提升旋翼性能的物理本质:当直升机处于高速、大载荷飞行状态时,施加适当的2阶谐波桨距控制可以改善桨盘平面迎角分布,推迟后行边桨叶失速,从而降低旋翼需用功率,有效提升旋翼性能.     

翼型气动特性对高原环境旋翼气动性能影响研究

以HARTⅡ模型旋翼为研究对象,开展了高原环境下翼型气动特性对旋翼气动性能影响的研究。首先,基于CAMRADⅡ综合分析软件,采用自由尾迹模型建立适合于HARTⅡ旋翼的气动计算模型,并采用相关试验数据进行了计算验证。在此基础上,针对悬停和前飞状态开展了计算研究,分析了不同飞行速度和海拔高度下剖面翼型气动环境对直升机旋翼性能的影响规律。计算结果表明,高原环境悬停效率受翼型本身阻力特性的影响在大拉力系数下下降更快;高原环境旋翼升阻比曲线受剖面翼型工作迎角和马赫数的影响在平原环境升阻比曲线之下;高海拔大前进比时,桨叶尖端区域剖面翼型前行侧的来流马赫数超出阻力发散马赫数,受空气压缩性影响,旋翼性能降低。     

基于广义动态尾迹理论的旋翼非定常气动特性分析

本文建立了一套时域下前飞旋翼非定常气动载荷的计算方法.考虑人流的非均匀性,采用"Peters-He"广义动态尾迹人流模型;为计人气流压缩性、动态特性对气动载荷幅值和相位的影响,翼型剖面升力使用Leishman-Beddoes二维非定常模型计算.为分析旋翼非定常气动特性,建立模型方程的状态空间形式,并采用四阶Runge-Kutta法求解,以提高计算效率.以美国H-34直升机前飞状态为算例,并将计算结果与飞行测试数据进行比较,验证了计算方法的有效性,在此基础上,进一步分析了诱导速度、迎角、升力分布随前进比的变化,以及不同桨叶气动外形(桨尖尖削、负扭转)对旋翼气动特性的影响,得出了一些有意义的结论.     

操纵策略对高速直升机前飞性能的影响分析

针对共轴刚性旋翼高速直升机的操纵冗余问题，开展基于旋翼/推力桨气动力分配的操纵策略研究，并分析其对飞行性能的影响。首先，基于动量-叶素理论与尾迹叠加模型发展了共轴刚性旋翼和推力桨的气动模型，并采用动量源方法建立计入旋翼干扰的机身气动力CFD计算模型。其次，根据所建立的各部件气动载荷求解方法，构建高速前飞状态全机操纵与姿态配平方法。最后，分析旋翼/推力桨不同气动力分配的操纵策略对高速直升机飞行性能的影响规律。研究发现，直升机在巡航高度高速飞行时，旋翼提供部分牵引力可以有效增大高速直升机的最大前飞速度，而操纵策略改变对斜爬升率影响不大。     

反流区对复合高速直升机旋翼气动特性的影响

针对复合式直升机高前进比旋翼反流区严重的特点,建立了适合于高前进比旋翼气动特性的分析方法,以H-34旋翼为例计算了该旋翼在高前进比状态下的气动性能,并与已有的风洞试验数据进行对比验证.在此基础上,进一步分析了反流区对高前进比旋翼气动性能以及对桨叶剖面迎角、升力系数和阻力系数的影响.结果表明:反流区越大,对旋翼的气动性能...     

独立桨距控制对直升机飞行性能的影响

为研究旋翼独立桨距控制对直升机飞行性能的影响,在已验证的直升机性能分析模型基础上,以UH-60A直升机为样例,通过输入不同阶次、幅值和相位角的独立桨距,分析直升机的需用功率和升阻比变化,在此基础上给出了旋翼桨盘内迎角和阻力系数的分布,探讨了独立桨距控制提升直升机性能的机理。分析结果表明：高速时,2阶和3阶的独立桨距控制可降低旋翼需用功率、提高直升机的升阻比,但提升效果有限,直升机起飞重量较大时,效果更明显;2阶耦合3阶的独立桨距控制对旋翼性能的提升效果比单独的2阶或3阶桨距输入更好,样例直升机的需用功率最多降低了4.5%,4阶的独立桨距输入则不利于提升旋翼性能;输入独立桨距后,旋翼桨盘迎角分布改善,后行侧迎角减小,有利于推迟失速,桨盘的后行侧的阻力系数减小,可有效降低旋翼的需用功率,提升直升机飞行性能。     

升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响

为了分析升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响，建立了基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学方法进行共轴旋翼流场求解，采用嵌套网格方法模拟桨叶运动，采用双时间方法进行时间推进。针对不同升力偏置状态，采用基于"差量法"的共轴旋翼高效配平策略进行操纵量配平。通过对Harrington-1旋翼性能的计算，验证了方法的有效性。对比计算了共轴刚性旋翼在不同前进比和升力偏置量下的气动性能和流场特征，结果表明：双旋翼操纵量在小前进比状态有明显差别，在大前进比状态基本一致；在相同拉力状态，随着升力偏置量的增大，共轴旋翼升阻比先升高后降低，其阻力却不断增大，不同前进比状态的最大升阻比对应的升力偏置量不同；双旋翼相遇时桨叶拉力出现脉冲式波动，由于流场被前行桨叶所主导，因此后行桨叶拉力波动幅值更大，且波动幅值随升力偏置量的增加而增大。     

旋翼滑流对倾转旋翼机飞机模式下气动特性的影响

建立了考虑旋翼桨叶形状、桨叶片数、桨距和转速等因素的等效桨盘模型,该模型中桨叶对气流的作用被等效为时间平均的源项添加到控制方程中,并通过两个算例验证了模型的有效性。对V-22倾转旋翼机飞机模式高速巡航状态下的全机三维流场进行了数值模拟,分析了旋翼流场特征,定量给出了滑流对气动力系数的影响量。计算结果表明:旋翼滑流明显改变了机翼表面的压力分布,使全机升力系数增大,最大升力系数增量为4.6%;0°迎角下滑流使阻力系数减小了29%,而4°迎角后,滑流使得阻力系数增大,在14°时增量达到了32%;俯仰力矩系数的变化量为4.6%。进一步研究发现,滑流对平尾下表面压力系数分布产生较大影响,而对垂尾影响则较小。      

Aerodynamic characteristics of rigid coaxial rotor by wind tunnel test and numerical calculation

Focusing on aerodynamic characteristics of rigid coaxial rotor of a high-speed helicopter in hover and forward flight, a wind tunnel test is conducted in the 8 m ? 6 m low-speed straightflow wind tunnel of China Aerodynamics Research and Development Center. In the experiment,a 4 m diameter composite model rigid coaxial rotor is designed and manufactured, and firstorder flapping frequency ratio of the blade is 1.796 to ensure sufficient stiffness at the blade root.Rotor aerodynamic performance is measured under hovering and high advance ratio conditions.Also, the numerical method is used to calculate aerodynamic characteristics in typical states of the rigid coaxial rotor for analysis purpose. The rotor lift-drag ratio and lateral lift offset in the experiment are emphatically analyzed for the rigid coaxial rotor. The results indicate that in forward flight condition, the rotor lift-drag ratio first increases and then decreases with the increment of advance ratio and lift offset. When advance ratio remains constant, with the increment of lift offset, the lift-drag ratio of rigid coaxial rotor first increases and then decreases.     

桨叶结冰对尾桨气动性能的影响

基于某直升机尾桨桨叶地面结冰试验数据,建立了结冰桨叶的气动计算模型。对NACA0012翼型的气动特性计算表明,翼型升力系数和阻力系数的计算结果与试验数据吻合良好。然后根据所建模型,利用Fluent软件分别计算了某尾桨桨叶翼型结冰前后剖面的气动特性,发现结冰使桨叶翼型升力系数降低,阻力系数增大。最后采用动量一叶素理论结合...     

倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究

对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究.其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型.对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰.最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性.     

高前进比旋翼气动特性分析方法研究

提出一种前进比高达0.8的旋翼气动特性分析方法,该方法针对高前进比旋翼前行桨叶压缩性、后行桨叶失速效应严重以及桨叶偏流作用和反流区大的特点,建立了旋翼气动力模型以及与之相适应的旋翼诱导速度时变非均布模型与桨叶非定常挥舞运动模型,然后根据高前进比旋翼气动力、旋翼诱导速度和桨叶挥舞运动三者之间的内在耦合关系提出了高前进比旋翼气动特性的动态响应计算方法,最后以H-34旋翼为例计算了该旋翼高前进比状态的气动特性,并将计算结果与风洞试验数据进行对比验证,结果合理。     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。