斜风来流下纵摇运动对机-舰耦合流场的影响

机-舰耦合流场是一个复杂紊乱的非定常流场，舰船的六自由度摇摆运动会进一步恶化飞行甲板上方的流场环境。为了探究舰船的摇摆运动对飞行甲板上方机-舰耦合流场的影响，基于简化护卫舰SFS2和旋翼的耦合模型，对两种斜风状态下、纵摇运动中的机-舰耦合流场进行了数值模拟，分析了纵摇运动对机-舰耦合流场结构和旋翼拉力的影响，对比了两种斜风状态下的流场差异。研究结果表明：随着舰船的纵摇运动，机库后方形成的不稳定混合涡结构和垂向气流会对旋翼气动力造成明显的影响，旋翼拉力出现了近似周期性的变化，与纵摇运动的周期一致，但各观测点处的速度分量均未出现周期性的变化；旋翼拉力在甲板上浮至水平位置附近时最大，在甲板下沉至水平位置附近时最小，对于左舷和右舷来流，拉力分别降低了约13%和6%，因此飞行员要认识到纵摇运动带来的拉力损失，确保直升机具有足够的操纵量，以便能及时调整总距来保证直升机在该状况下的起降安全性。     

舰船甲板气流场对人员作业安全性影响分析

舰船海上航行时，甲板上的直升机旋翼尾流和舰面流场相互掺混形成了复杂的流场，这不仅会影响直升机的安全起降，同时也会对甲板作业人员的安全性造成影响。本文首先开展了流场中的人体模型数值模拟，分析了不同风速下的人体受力情况，提出了影响人员作业安全的风速范围。之后开展了西北风级、戴高乐号、伊丽莎白女王号及美国号四艘舰船的气流场仿真，依据风速范围对各舰船甲板人员安全性进行了分析，总结出作业危险区域及形成原因。在此基础上，开展了直升机进舰耦合流场计算、直升机舰面降落耦合流场计算以及舰面多机降落耦合流场计算，并对直升机进舰降落过程中甲板高速气流场以及多机降落过程中的高速气流场进行了分析，总结了甲板面人员作业危险区域。     

舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场数值模拟研究

倾转旋翼机是当前旋翼飞行器研究的热点,但有关舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场的研究还很少。以两栖攻击舰(LHA)和V-22"鱼鹰"倾转旋翼机为研究对象,基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和SST k-ω湍流模型对舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场进行数值模拟研究,并探讨了不同着舰高度时机/舰耦合流场的相互作用。结果表明:倾转旋翼尾流会与舰船脱落涡、甲板舷涡以及舰岛艉涡发生较强的"涡-涡干扰"现象,加大了耦合流场的湍流强度;舰船流场的低频非稳态特征会导致旋翼桨盘气动载荷发生显著的波动,不利于飞行操纵;垂直降落过程中,舰船甲板会形成"前低后高"的压力分布特征,倾转旋翼RMS气动载荷值也会明显增加,降低了着舰安全性,且右旋翼RMS气动载荷值比左旋翼平均大一倍以上,这也表明右旋翼面临着更加严峻的气动环境。     

风-浪-舰耦合对舰船尾流场及直升机气动的影响

为研究波浪和舰船运动对高海况下舰载直升机起降的影响，建立了一套耦合风-浪-舰和直升机的多相流数值模拟方法。使用动态流体作用模拟舰船运动，采用动量源方法模拟直升机旋翼，对3～6级海况下ONRT舰船摇荡运动时的尾流场非定常气动特性进行了研究，并计算了UH-60A直升机旋翼气动载荷的时间历程。研究表明：6级海况下流场速度分量和旋翼气动载荷的波动达到5级海况的2倍，而3～5级海况之间的差别较小；悬停跟进时直升机不断出没于舰船运动导致的尾流中速度和涡量不同的区域，使得旋翼气动载荷有极强的非定常特性；在6级海况下，旋翼拉力与波浪-舰船耦合运动同周期的波动达到20%,并伴随着穿越尾流剪切层时产生的5～10 Hz的小扰动。     

舰载直升机-舰船耦合流场数值计算研究综述

舰载直升机舰面起降是海上舰载直升机最危险的作业之一，而舰船表面的复杂气流干扰是造成该问题的主要因素之一。本文从孤立舰船舰面流场主要特征分析出发，分别总结了航空母舰与非航空母舰类舰船的主要流动特征，以及舰载直升机-舰船耦合流场的主要流动特征。在此基础上，根据舰船表面流场计算采用的数值方法分类，从无黏流场到黏性流场计算、从定常数值计算到非定常数值计算，系统介绍了国内外的发展情况与主要研究工作。对舰载直升机-舰船耦合流场数值研究，根据采用的模型与耦合方法分类，从动量盘简化耦合模型到完整直升机模型、从单向耦合到双向耦合，介绍了国外的发展历程及主要相关工作。期望舰面流场以及机-舰耦合流场数值计算主要方法的探讨，能为后期机-舰耦合流场研究及机-舰适配性研究提供参考。     

纵列式直升机双旋翼流场特性的自由尾迹分析

将旋翼尾迹模型与旋翼配平模型进行耦合求解,建立了一个分析纵列式双旋翼流场的迭代计算方法.为充分模拟双旋翼的干扰影响及桨尖三维效应,使用了畸变的自由尾迹模型,桨叶模型则采用升力面/涡格方法.应用该耦合方法,计算分析了纵列式直升机双旋翼在干扰状态下的尾迹结构及旋翼重叠区域的流场特性,并与单旋翼做了比较.计算表明,悬停时,纵列式双旋翼重叠区下方的下洗速度大于单副旋翼的诱导速度,但小于两副旋翼诱导速度的简单迭加;前飞时,随飞行速度的增大,尾迹重叠区域减小,两副旋翼相互间的干扰也逐渐减弱.     

舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究

舰船空气尾流场是直升机舰上起降时的主要环境条件,对直升机的操稳性能及飞行安全有很大的影响。通过某型舰模风洞试验的PIV结果,介绍了舰船空气尾流场特性,如:等速度场和截面流线图、舰船机库脱体涡等,分析了下冲气流、涡流区及开/关机库大门等对直升机着舰的影响,对保障直升机飞行安全有重要价值。     

舰面流场中起动位置对旋翼瞬态气弹响应影响

为研究舰面流场中直升机起动位置对旋翼瞬态气弹响应影响,通过CFD方法模拟得到舰面流场速度分布信息。旋翼动力学建模采用非线性准定常气动模型和中等变形梁假设,结合不同起动位置对动力学方程进行求解。结果表明:直升机起动位置越靠近舰艏和左舷,桨叶负向挥舞越大。在甲板中心1 m范围内,最靠近舰艏和左舷的位置负向最大位移可达159%旋翼半径,中心处负向最大位移仅为85%旋翼半径,源于靠近舰艏和左舷位置垂向气流变化梯度明显高于舰艉和右舷。研究表明舰面流场垂向气流变化梯度对旋翼瞬态气弹响应影响明显,改变直升机起动位置能有效降低旋翼瞬态气弹响应。     

应用于直升机/舰动态配合的 舰面流场建模仿真关键技术

直升机/舰动态配合是舰载直升机飞行安全的重要课题。首先,对动态配合过程中涉及的因素进行了分析和讨论,得出对旋翼尾流场和舰面流场耦合求解的简化方案;然后,以某舰和直升机为例,对其舰面流场仿真关键技术进行了描述,主要内容包括舰面流场的CFD仿真、针对动态配合对舰尾流进行重构等,并对典型的直升机起降轨迹进行了描述;最后,通过有关直升机/舰动态配合流场计算仿真的途径和方法得出了若干结论,可为该领域研究者提供参考。     

直升机舰面动力学分析模型

建立了舰船甲板上直升机旋翼,机体耦合动力学分析模型,导出了其运动方程。无铰旋翼采用当量铰、刚硬桨叶模型,采用准定常理论计算桨叶气动力并计人旋翼动力人流的影响;假设机体是刚性体并在弹性起落架上作六自由度运动。舰船具有6个运动自由度,并考虑直升机在甲板上的不同位置及舰面流场等因素。     

Numerical study on flow control of ship airwake and rotor airload during helicopter shipboard landing

A numerical study on flow control of ship airwake during shipboard landing is carried out to address the effect of flow control devices on helicopter rotor airload. The in-house Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS) based solver Rotorcraft AeroDynamics and Aeroacoustics Solver (RADAS), with combination of momentum source approach is employed to conduct the helicopter shipboard landing simulation. The control effects of three aerodynamic modifications of ship superstructure, i.e. ramp, notch and flap, in different Wind-Over-Deck (WOD) conditions are discussed. From the steady simulation results, the effect of spatial variation of ship airwake on rotor airloads is concluded. The aerodynamic modifications reduce the strength of shedding vortex and increase rotor normal force through delaying and relieving flow separation, and therefore are beneficial to alleviate the limitation of control inputs. By contrast, the perturbation of unsteady ship airwake can cause the serious oscillation of rotor forces during shipboard landing. The unsteady simulations show that the turbulence intensity of ship airwake and oscillatory rotor airloading, represented by Root-Mean-Square (RMS) loading, can be remarkably reduced by the ramp and notch modifications, while the flap modification has adverse effect. It means that flow control devices have large potential benefits to alleviate the pilot’s workload and improve the shipboard landing safety, but they should be well designed to avoid the introduction of more vortex, which leads to increase in disturbance of flow field.     

旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。     

直升机旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响

悬停和侧滑状态的直升机主旋翼桨尖涡将穿透尾桨桨尖平面,由此导致尾桨非定常气动载荷发生明显变化。为更准确地模拟由主旋翼/尾桨干扰产生的尾桨非定常气动载荷变化,通过在面元压力项中增加由旋翼桨尖涡诱导的时变项,体现旋翼桨尖涡速度和几何时变对桨叶非定常压力的影响,同时采用涡面镜像法修正涡粒子法的黏性项,确保桨叶附近区域旋翼涡量守恒,建立旋翼尾迹对尾桨叶的非定常气动干扰模型,并耦合面元/黏性涡粒子法,构建直升机主旋翼/尾桨干扰下的尾桨非定常气动载荷分析方法。通过计算AH-1G旋翼桨叶非定常气动载荷特性,并与实验测量值、计算流体力学(CFD)计算结果对比,验证本文非定常气动干扰模型的有效性。随后基于NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)模型分析悬停、侧风和60°右侧滑状态主旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响,分析表明主旋翼尾迹对尾桨非定常气动载荷影响显著。悬停状态的主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力平均值下降、非定常气动载荷显著增加;左侧风状态,主旋翼/尾桨干扰削弱尾桨"涡环"程度,显著增加尾桨拉力和非定常气动载荷;60°右侧滑状态,主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力损失最大,且在低速侧滑状态出现尾桨拉力"迅速恢复"现象,尾桨非定常气动载荷幅值迅速增加。     

Hover performance of helicopter main and tail rotors with swirl velocities

It is important to quickly predict the hover performance of main and tail rotors with sufficient precision for helicopter design. To investigate the effects of swirl velocities on the hover performance of main and tail rotors, and give a better prediction for the hover performance, a flight performance model was derived and a swirl velocity model was coupled into it. The test data of the UH-60A helicopter were used for validation. When the blade loading coefficient of the main rotor was higher than 005, the effects of the swirl velocities on the main rotor power became significant. The swirl velocities increased the profile torque of the main rotor. The increased torque required the tail rotor to produce more thrust with more power consumption. At a higher blade loading coefficient of the main rotor of 012, the swirl velocities increased the main rotor power, tail rotor power and total power by 380%, 524% and 508%, respectively. The profile power increase of the main rotor caused by the profile swirl velocity was less than that of the induced swirl velocity, but the power increase was higher at high rotor blade loadings. Considering the swirl velocities in the main rotor can improve the prediction precision of the hover performance, especially at high blade loadings      

一种分析轮式起落架直升机“舰面共振”的方法

 针对轮式起落架直升机，提供了一种“舰面共振”动力稳定性分析方法。首先，针对直升机在舰面上随舰船一起摇晃时左右起落架受载不对称的状况，近似采用受对称载荷产生对称变形、受非对称载荷产生非对称变形的方法计算了直升机的平衡状态；其次，根据轮式起落架轮胎和缓冲支柱刚度和阻尼共同作用的特点，结合轮式起落架的几何关系，采用复刚度的方法得出起落架作用于机体的刚度与阻尼；最后，用桨叶振动模态法对轮式起落架的直升机进行了不同旋翼升力卸载以及鱼叉系留与否的“舰面共振”动力稳定性计算分析，并通过算例得到验证。     

非定常预处理方法在倾转旋翼飞行器悬停状态气动干扰模拟中的应用

针对倾转旋翼飞行器的多种速度尺度并存的复杂流动问题，发展了能够统一求解同时包含不可压缩流动和可压缩流动的非定常预处理方法和一种考虑了流场物理信息传播方向的预处理远场边界条件。结合适用于倾转旋翼飞行器的复杂外形及大位移问题的非结构混合网格技术和重叠插值技术，建立了倾转旋翼飞行器的数值模拟方法。在此基础上，首先通过悬停算例验证了数值方法的有效性，确定了选择预处理截断参数的原则。然后探究了倾转旋翼飞行器直升机模式悬停状态的尾迹涡结构演化过程，研究了“喷泉效应”和“地面效应”对倾转旋翼气动性能的影响。计算结果表明，旋翼尾迹涡的耗散在不同方位角存在较大差异。“地面效应”抑制了旋翼尾迹的发展，提高了旋翼整个方位角区域的升力系数，而不仅限于机翼上方方位角区域。 “地面效应”作用强于“喷泉效应”作用，使旋翼相对于孤立旋翼拉力系数略微增大了5.26%，但同时整个倾转旋翼飞行器的总的向上的力只有孤立旋翼拉力的82.46%。结论表明预处理方法和预处理远场边界条件能够较好地模拟倾转旋翼飞行器悬停状态的干扰流场，兼顾了数值计算的耗散性和稳定性。气动干扰对倾转旋翼飞行器整体气动性能有重大影响。      

垂直着陆中直升机旋翼动力学行为研究

提出了直升机垂直着陆撞击激起旋翼扰动的动力学模型,为预估粗暴着陆时起落架载荷和旋翼液压阻尼器轴向速度幅值给出了一种数值模拟方法。以弹性轴承旋翼直升机为例,对垂直着陆时直升机机体、起落架、旋翼桨叶及阻尼器的动力响应进行了数值模拟,分析了着陆撞击引起机体和旋翼扰动的力学机理,可知在起落架触地后的第1个振荡周期中,各片桨叶将经历其不同的摆振幅值,并激起旋翼摆振后退型响应。着陆撞击引起桨叶的大扰动,将冲开阻尼器的定压安全活门,严重降低其等效阻尼。随机着陆时,起落架触地速度及过载系数、旋翼挥舞及摆振幅度和阻尼器速度峰值等动态参数由于着陆时机体的姿态角及角速度不同呈现很大的分散性,其分散性与着陆高度有关。     

纵列式双旋翼直升机气动力和流场的数值模拟

纵列式双旋翼直升机的旋翼尾迹受前飞自由流、机身和旋翼之间的干扰影响,旋翼尾迹不仅影响机身的空气动力,也影响旋翼自身的空气动力特性.应用欧拉方程与计算流体力学(CFD)方法,采用自适应非结构直角网格技术生成计算域网格,数值模拟纵列式双旋翼直升机全机流场,给出了考虑旋翼影响的机身表面压力分布以及全机流场特性.