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复合式直升机过渡飞行功率特性 总被引:1,自引:1,他引:0
为研究复合式直升机其特殊飞行方式下的动力系统功率分配问题,建立了由气动部件和机械传动部件数学模型组成的复合式直升机性能综合计算模型.通过对其飞行条件进行约束,建立了该种飞行器的过渡飞行边界,并对边界内不同过渡路线下的功率进行计算,分析了气动部件和传动部件对复合式直升机过渡飞行过程中的功率影响,并通过地面试验模拟该飞行方式下的功率使用状况对计算模型进行数据验证,结果表明虽然计算值与试验值存在6%的误差,但比传统性能计算方法精度提高了4%.通过该方法可建立一种更为有效的复合式直升机性能计算方法. 相似文献
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直升机急拉杆机动飞行仿真建模与验证 总被引:1,自引:0,他引:1
针对直升机大机动飞行仿真,建立了一个非线性的飞行动力学模型,考虑了翼型非定常/动态失速、机动飞行引起的动态尾迹畸变、桨叶弹性变形效应和发动机动态特性。采用基于有限元分析的挥舞-摆振-扭转耦合的弹性桨叶模型,并利用一种新的数值方法将旋翼/机体耦合运动方程表示为显式形式,整个飞行动力学模型表示为状态空间格式。以UH-60A直升机在高速飞行条件下的急拉杆机动飞行为例进行仿真计算,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明,仿真结果与试验结果吻合,高速飞行条件下机体抬头过程中前行桨叶非定常气动载荷的计算误差是引起旋翼和机体运动仿真误差的主要原因。 相似文献
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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。 相似文献
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针对直升机在近水面区域飞行时的旋翼气动特性问题,基于RANS方程,结合流体体积(VOF)方法开展了旋翼水面效应流场的模拟分析研究。为提高水/气交界面的旋翼桨尖涡的捕捉精度,在背景网格区域采用了自适应网格方法,并通过与Caradonna-Tung旋翼试验结果的对比,验证了所提方法的可靠性。随后,基于该方法模拟了旋翼在地面、静水面、小幅波浪水面和大幅波浪水面4种工况下的地面/水面效应流场,对不同状态下的旋翼气动特性及水面干扰机理进行了细致讨论。结果表明:地面效应及水面效应下,旋翼桨尖涡更早向外扩散且桨叶中段的表面压强增幅比桨尖处更大,水面效应的强度要弱于地面效应;而波幅更高的波浪所引发的附着涡更容易改变桨尖涡的发展轨迹,增加桨尖涡的不对称性。 相似文献
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基于CFD和混合配平算法的直升机旋翼地面效应模拟 总被引:5,自引:2,他引:3
建立了一套基于非结构网格技术和动量源模型的直升机旋翼计算流体力学(CFD)方法,用来模拟贴地飞行时直升机旋翼非定常气动特性。其中,控制方程采用三维Navier-Stokes方程,空间方向上采用Jameson格式,时间方向上采用五步Runge-Kutta迭代法,选用Spalart-Allmaras湍流模型。旋翼对流场的作用采用动量源项模拟,为更真实地模拟地面效应(IGE)的作用,采用了"移动地面"的物面边界来代替常规的"固定地面"边界,并对旋翼附近及旋翼与地面之间的网格进行加密处理,以提高地面涡的捕捉精度。考虑实际飞行环境下旋翼的运动和操纵,在流场计算时考虑旋翼配平特性。其中,配平方程的旋翼气动力通过CFD方法和动量-叶素组合理论模型的耦合计算给出,为了提高配平方法的鲁棒性和效率,提出并建立了基于遗传算法/拟牛顿法的高效混合迭代算法。运用所建立的方法,首先,选用有试验结果可供对比的算例计算了地面效应作用下的旋翼拉力增益、功率变化,验证了计算方法的有效性,解决了涡流理论方法较难模拟的"小速度前飞旋翼需用功率突增"问题。然后,着重研究了UH-60A直升机旋翼在不同离地高度、不同前进比状态,旋翼需用功率、诱导速度、地面涡及旋翼操纵的变化规律。计算结果表明:地面涡出现在较小的前进比范围内,随前进比的增大,地面涡在纵向平面将顺来流方向移动,在轴向方位靠近地面方向移动,直至最后不断减弱消失。 相似文献
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《空气动力学学报》2018,(6)
由阵风引起的动态载荷直接影响直升机的飞行品质和结构应力。为在详细设计阶段获得更加真实的直升机载荷信息,在时域中基于中等变形梁理论和非线性气动力模型建立了考虑机体和桨叶耦合效应的气动弹性模型。借助该模型对两种阵风下直升机悬停和前飞的飞行表现进行了考察,并将计算结果与孤立桨叶模型的计算结果进行了对比。在悬停状态下,当桨叶遭受向下的阵风,考虑耦合效应的模型和孤立桨叶模型中的桨根处剪切力以及桨盘的拉力系数均减小。且考虑机体耦合效应的模型计算数值小于孤立桨叶模型计算的数值。在前飞状态下,当模型添加阵风后,桨根剪切力增加,考虑机体耦合效应的桨盘升力系数减小。在前飞状态下,前进比为0.35的计算结果和前进比为0.2的计算结果不同。从计算结果来看,孤立桨叶模型计算结果偏保守。为获得更精确的阵风响应预测信息,必须考虑机体耦合效应。 相似文献
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任务科目是ADS-33E规范要求的直升机飞行品质重要考核项目之一。基于导航函数的方法,通过直升机非线性飞行动力学模型实现任务科目的数值仿真,获得目标直升机任务科目所需的操纵量及操纵规律。通过飞行试验结果的验证及分析表明,数值计算结果及模型真实有效,对直升机任务科目的飞行试验具有指导作用。 相似文献
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为了能快速搜索到直升机定常飞行状态的最佳平衡点,在分析直升机飞行仿真系统模型的基础上,建立了满足配平问题的目标函数,提出了一种基于混合遗传算法的配平计算分析方法。旋翼气动模型集成了桨叶的挥舞运动、旋翼动态入流模型和非定常动态失速气动模型。以直升机整机动力学模型为基础,详细推导出协调转弯状态下的约束条件和配平控制量。以UH-60A直升机为研究对象,进行了协调转弯的全机配平计算,并与飞行试验数据进行了对比验证。结果表明:脚蹬配平值误差较大,造成误差的可能原因是尾桨倾斜的附加垂向力引起了纵向、横向和航向全耦合;其他配平结果与飞行试验数据吻合较好。 相似文献