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《空气动力学学报》2018,(6)
为揭示旋翼设计对倾转旋翼机气动弹性稳定性的影响机制,探索通过改进桨尖形状提升机翼颤振稳定性的方法,采用Hamilton能量原理推导了旋翼/短舱/机翼耦合动力学方程,建立了适用于气动弹性稳定性分析的配平与特征值求解方法。以XV-15倾转旋翼机为例,计算了风车状态下机翼的模态特性,结果表明当前进比超过0.9,机翼的一阶弦向和法向模态先后进入不稳定区域;经与参考文献数据对比,验证了理论模型的有效性。研究了旋翼桨尖后掠角、下反角以及尖削比对倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的影响,结果表明后掠与下反设计有利于增强机翼模态阻尼。最后通过对比不同设计组合,总结了提升倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的旋翼桨尖设计方法。 相似文献
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倾转旋翼机气动弹性稳定性研究进展 总被引:1,自引:1,他引:0
胡国才 《海军航空工程学院学报》2004,19(3):331-336
文中从分析模型入手,对倾转旋翼/动力舱回转颤振及旋翼/动力舱/机翼气弹稳定性分析进行了概述,包括飞行参数及设计参数对气弹稳定性的影响等,并对气弹稳定性的风洞试验及飞行试验进行了介绍,对于开展倾转旋翼机气弹稳定性研究起到一定的引导作用。 相似文献
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倾转旋翼机飞行力学特性 总被引:5,自引:2,他引:3
总结和分析了旋翼、机翼、机身、短舱和尾翼气动力模型和操纵机构特点,其中旋翼气动力模型以准定常叶素理论为基础,机翼和尾翼气动力模型以升力线理论为基础,并分析了旋翼尾流对机翼气动力气动干扰问题;建立了全量非线性倾转旋翼机飞行力学模型;以XV-15为样机,对倾转旋翼机在不同飞行模式和飞行速度下飞行力学特性展开了详细研究,得到的结论有助于深入了解倾转旋翼机飞行力学特性,也可用于倾转旋翼机飞行控制系统设计. 相似文献
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胡国才 《海军航空工程学院学报》2006,21(6):601-606
针对新型半铰接式、摆振柔软的倾转旋翼机,建立了旋翼/动力舱/机翼气动弹性稳定性分析模型,并导出了系统的动力学方程。分析模型采用了当量铰、弹性约束的刚性桨叶和弹性机翼假设,采用Pitt-Peters动力入流模型计入了非定常气动力的影响。所建模型为进行新型倾转旋翼机大速度飞行时气弹稳定性分析奠定了基础。 相似文献
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倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析 总被引:4,自引:1,他引:3
倾转旋翼机的机翼端部装有一个可倾转的旋翼.所建立的倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析简化模型由一个机翼和一个螺旋桨旋翼组成.机翼承受垂向弯曲、弦向弯曲和扭转变形,螺旋桨旋翼的桨叶认为是刚性的并承受一阶挥舞和摆振.机翼和螺旋桨旋翼的空气动力学载荷由准定常片条理论得到.利用此模型在高入流状态下建立运动微分方程,对倾转旋翼机在前飞状态下的动力学稳定性进行计算,计算结果与Bell公司试验结果基本一致,表明该模型可用于倾转旋翼机的前飞动力学稳定性分析. 相似文献
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小型无人倾转旋翼机气动与操纵特性试验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
由于倾转旋翼机飞行模式多,各部件气动干扰复杂且操纵面冗余,特别是倾转过渡模式,短舱带动旋翼系统倾转,结构布局发生改变,从理论上确定气动与操纵特性难度大。为了研究倾转旋翼机的气动与操纵特性,对某小型无人倾转旋翼机展开全尺寸、全模式吹风试验,其中不带动力试验主要用于研究倾转旋翼机在不同迎角、短舱倾角、前飞速度等飞行状态下的气动特性;带动力试验主要用于研究倾转旋翼机不同飞行模式带机翼与不带机翼时,旋翼/机翼/襟副翼相互干扰作用,以及总距、副翼、升降舵的操纵功效。根据试验数据推导出小型无人倾转旋翼机全包线飞行的操纵特性方法,对进一步完善倾转旋翼机设计以及试飞试验的成功提供了参考。 相似文献
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机翼对螺旋桨发动机旋转颤振的影响研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究机翼对螺旋桨发动机旋转颤振的影响规律,揭示其影响机理,通过片条理论计算螺旋桨气动载荷,在MSC.NASTRAN软件平台上进行二次开发,对不同结构参数的吊舱-螺旋桨系统和机翼-吊舱-螺旋桨系统进行了旋转颤振分析。研究表明,机翼结构的弹性会大幅降低发动机俯仰模态频率,而小幅降低发动机偏航模态频率,从而改变两模态频率之差,影响模态耦合的程度,进而改变旋转颤振速度。另外,当发动机的运动与机翼翼面的运动耦合紧密时,机翼翼面的气动载荷能够显著提高发动机的旋转颤振速度。 相似文献
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倾转旋翼飞行器旋翼对机翼向下载荷计算模型 总被引:3,自引:2,他引:1
针对倾转旋翼飞行器悬停和小速度前飞的直升机飞行模式下旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了一个机翼向下载荷的计算模型.该模型中,最关键的是建立旋翼对机翼的气动干扰面积模型.此模型考虑了倾转旋翼飞行器几何尺寸条件、发动机短舱倾转角和飞行状态等参数.最后将此模型集成到XV-15倾转旋翼飞行器飞行动力学模型中,进行配平计算,... 相似文献
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《中国航空学报》2017,(6)
The existing full-span models of the tiltrotor aircraft adopted the rigid blade model without considering the coupling relationship among the elastic blade, wing and fuselage. To overcome the limitations of the existing full-span models and improve the precision of aeroelastic analysis of tiltrotor aircraft in forward flight, the aeroelastic stability analysis model of full-span tiltrotor aircraft in forward flight has been presented in this paper by considering the coupling among elastic blade, wing, fuselage and various components. The analytical model is validated by comparing with the calculation results and experimental data in the existing references. The influence of some structural parameters, such as the fuselage degrees of freedom, relative displacement between the hub center and the gravity center, and nacelle length, on the system stability is also investigated. The results show that the fuselage degrees of freedom decrease the critical stability velocity of tiltrotor aircraft, and the variation of the structural parameters has great influence on the system stability,and the instability form of system can change between the anti-symmetric and symmetric wing motions of vertical and chordwise bending. 相似文献
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本文建立了倾转旋翼机直升机模式的非线性气弹分析模型,采用数值方法——纽马克法和牛顿—拉斐逊迭代法相结合的方法计算了直升机悬停状态系统对初始条件的响应,通过响应考察系统从初始时刻到任意时刻之间的响应过程,同时判断出系统的稳定性。 相似文献
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倾转旋翼机多部件对机翼气动干扰的分析及优化 总被引:3,自引:1,他引:2
为研究倾转旋翼机各部件对机翼的气动干扰效应,建立了一套适用于倾转旋翼机流场CFD求解方法,提出并生成了一套由三棱柱/四面体组成的适用于倾转旋翼机多种飞行状态的非结构混合网格系统.以三维Navier-Stokes方程为主控方程,采用动量源方法进行倾转旋翼的模拟,并引入了高效的OpenMP并行加速技术等,提出了一套新型的动量源项添加及搜索方法.计算分析了倾转旋翼机旋翼/机身/短舱对于机翼气动特性的干扰影响,得出了一些对设计有指导意义的结论.采用基于径向基函数(RBF)的代理模型方法,根据机翼不同展向位置的干扰程度对各段翼型配置进行气动优化.优化结果表明:考虑气动干扰作用,在巡航速度下优化后的全机升阻比增长达到了36.78%. 相似文献
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悬停状态倾转旋翼/机翼干扰流场及气动力的CFD计算 总被引:8,自引:0,他引:8
基于一套高效通用的多层运动嵌套网格技术,建立了适合悬停状态倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰特性分析的高效混合计算流体力学(CFD)方法。在倾转旋翼/机翼贴体网格区采用可压雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为主控方程,过渡/背景网格区选用Euler方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型。时间推进上采用双时间推进格式进行非定常求解,并在方法中运用了SPMD(Single Program Multiple Data)模式的并行加速技术。在此基础上,首先分别采用UH-60A直升机旋翼及XV-15倾转旋翼机旋翼作为数值算例,验证了CFD方法的有效性。然后着重对倾转旋翼/机翼的非定常干扰流场及气动力分布特征进行了数值研究,模拟得到与实际情况相符的“喷泉效应”干扰现象。计算结果表明,干扰作用使得倾转旋翼相对于孤立旋翼拉力数值减小了3%,但总的拉力系数损失达到了17%,证明悬停状态下气动干扰对飞行器气动性能有重要影响。 相似文献
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对颤振边界预测方法中的颤振裕度法与自回归滑动平均模型(ARMA)稳定性分析方法进行研究,采用数值仿真算例研究这两种方法受参数识别误差的影响,采用风洞颤振试验算例对比分析其预测颤振边界的有效性与准确性,结果表明:①颤振裕度法的判据受阻尼比识别误差的影响较小,相对于阻尼比识别误差更容易受频率识别误差的影响,ARMA稳定性分析方法的判据相对于颤振裕度法更易受阻尼比识别误差的影响,颤振裕度法比ARMA稳定性分析方法鲁棒性更高;②对于机翼弯扭耦合颤振,两方法的判据变化趋势相近,相差采样频率4次方的数量级,两者随着风速的增加具有平缓的下降趋势,有助于较早地预测颤振边界;③对于面内弯曲为主的颤振,ARMA稳定性分析方法比颤振裕度法适用性更好。 相似文献