无人直升机组合外挂体气动特性研究

某型无人直升机机身左右两侧的组合外挂体由挂梁、挂架、导发架和导弹四部分组成。采用CFD计算方法对组合外挂体的气动特性进行了数值计算,计算状态包括不同的导弹发射安装角和机身侧滑角以及无挂载状态,计算过程中考虑了机身、主桨毂、尾梁和平垂尾等部件的气动干扰。结果表明导弹对组合外挂体气动特性的影响很大,组合外挂体的升力、俯仰和滚转力矩随导弹发射安装角的改变呈线性变化趋势;无人直升机转弯飞行或遇到侧风以及挂载导弹时,组合外挂体对无人直升机的气动特性影响更大。研究结果可为无人直升机选择合适的武器外挂形式与安装角以及估算外挂组合体的气动特性提供有用的参考。     

共轴刚性旋翼干扰下机体外形对流场影响的数值模拟

针对共轴刚性旋翼干扰下直升机开展了机体外形对流场影响的数值模拟研究。首先,基于动量源模型和雷诺平均N-S方程的数值模拟方法,进行了孤立共轴旋翼下方诱导速度分布和ROBIN机身压强分布的验证计算。然后,对孤立机体以及有双旋翼干扰的原机体进行数值模拟,比较了有无旋翼干扰的机体流场。最后,分析了机头外形、垂尾方向、平尾及垂尾大小对流场的影响。结果表明:高速前飞状态下,有旋翼干扰的机体阻力小于孤立机体的阻力;旋翼下洗流场对机头压力分布几乎没有影响,但对尾翼附近流场有影响;机头采用适当曲率能够减小阻力,垂尾朝向处流场更紊乱;垂尾、平尾越大,其影响区域越大、阻力越大。     

直升机旋翼/机身组合模型的带侧滑角风洞试验

介绍了一副研究型马赫数相似旋懵和Z9机身组合模型低速风洞的试验概况，着重讨论了侧滑角对旋翼/机身，平尾及垂尾气动干扰特性的影响。试验结果表明，小速度前飞情况下，侧滑角对旋翼/机身干扰的影响在机身的六个力素上均有表现，但对机身俯仰力矩系数影响相对较小；平尾力受侧滑角变化的影响较小；旋翼/垂尾干扰受侧滑角影响显著，且随侧滑角的变化曲线具有良好的线性关系。     

有无涵道动力下的类BWB低速布局气动特性研究

随着航空飞行器的不断发展,新型非常规气动布局研究早已成为世界航空大国的关注焦点。基于TRIP 3.0软件平台通过等效盘模型应用到涵道风扇内外流一体化模拟中,完成对类BWB低速布局有无涵道风扇动力下的气动特性和流场影响分析。首先,对某单独螺旋桨验证算例进行分析;然后,对单独涵道风扇进行计算,得到设计推力下的涵道动力叶片数、安装角及转速等参数;最后,将设计推力下涵道动力参数应用到类BWB低速布局全机有无动力模拟中。结果表明:计算拉力和扭矩值与试验值吻合较好;尾部布置的涵道动力对机身后段及尾翼压力分布影响显著;涵道对前方气流抽吸作用,加速机身后段上表面气流流速,减小内侧平尾有效迎角,对机身和平尾升力以及俯仰力矩系数影响较大;在小迎角状态下,涵道动力对机身增升作用明显,会产生明显低头力矩,但对平尾作用正好相反,且两者增量大小相当,使得全机增升效果不显著,且俯仰力矩变化较小。     

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。     

直升机翼面类部件雷达目标特性分析及评估

基于准静态原理,采用电磁高频法开展直升机翼面类部件的雷达目标特性分析及评估.首先,为获得翼面类部件对直升机散射特性的影响规律,并考虑旋翼高速旋转的动态效应,着重分析了装配不同翼面类部件后机身雷达散射截面（RCS）的变化趋势、强散射分布和回波信号的时频域谱特征,揭示了翼面类部件雷达散射影响机理;然后,在评估直升机强散射源分布特征和多元响应特性的基础上,比较装配不同翼面类部件后机身的雷达探测距离,提出并建立了方位、俯仰与滚转姿态下直升机的雷达4级预警机制和角域范围,并针对性的给出对抗雷达探测的方案.研究发现:装配平尾、短翼及平尾和短翼组合的直升机相比孤立机身的雷达暴露距离分别增加11.54%,14.88%和18.06%,综合隐身能力下降.      

微型扑翼飞行器非定常运动对平尾的影响

以西北工业大学自行研制的微型扑翼飞行器ASN211为研究对象,利用其简化的二维扑翼及平尾串列翼模型进行了非定常数值模拟,分析了扑翼俯仰运动及沉浮运动对平尾气动性能的影响。在数值模拟模块中,模型的俯仰运动及沉浮运动由动网格技术实现。通过计算流体力学(CFD)软件Fluent对此非定常流场进行数值计算,重点研究了扑翼非定常运动尾流对平尾气动效率的影响。定常状态与非定常时均条件下平尾升力曲线的对比分析表明,扑翼的非定常运动能够增大平尾的失速迎角及最大升力系数,因而使平尾的失速特性得到改善。     

同向旋转螺旋桨对着陆构型气动影响分析

基于分区对接网格技术分别生成翼身区域和螺旋桨区域网格,并通过求解定常N-S方程模拟螺旋桨滑流影响下全机流动。通过对某螺旋桨飞机的着陆构型(机翼+短舱+螺旋桨+机身+平垂尾)进行数值模拟,结果与实验值吻合较好。模拟结果表明:螺旋桨滑流会改变机翼当地绕流迎角、影响压力分布;当螺旋桨同向旋转时,机身两侧襟翼的分离会出现在不同位置并改变升力在机翼展向的分布,进而对全机产生一个滚转力矩。     

鸭翼对盒式翼布局气动特性的影响研究

盒式翼布局带有前置鸭翼对飞机纵向力矩特性产生显著的影响。针对某盒式翼布局无人机,采用数值模拟方法研究鸭翼对盒式翼布局气动性能的影响,以及鸭翼安装角、鸭翼沿机身轴线的纵向位置和鸭翼面积对巡航状态下盒式翼布局气动性能的影响。结果表明:鸭翼可以提高盒式翼布局的最大升力系数和失速迎角,可以有效地调节纵向力矩,但是会使最大升阻比略微减小;在巡航迎角3°、巡航速度50m/s状态下,鸭翼安装角和鸭翼面积对盒式翼布局气动特性影响较大,而鸭翼纵向位置对盒式翼布局气动特性影响较小。综合考虑鸭翼的上述参数,可以显著提高盒式翼布局的气动性能。     

反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

基于WENO-分段线性格式的直升机流场数值模拟

发展了一套适合于格心格式求解器的基于加权本质无振荡(WENO)-分段线性格式的旋翼/机身气动干扰高精度CFD计算方法。应用该方法对多种旋翼/机身组合模型前飞算例进行了数值模拟,计算得到的机身表面压力系数分布与实验结果吻合良好,说明了该方法对旋翼/机身气动干扰研究的有效性。之后进一步将该方法应用到悬停状态的X3构型复合式高速直升机旋翼/机翼/螺旋桨组合模型的复杂流场模拟中,并与悬停状态孤立旋翼和旋翼/机翼组合模型的流场进行了对比。研究发现:机翼对旋翼下洗流起阻滞作用,引起机翼下方不规则流动,且螺旋桨滑流与旋翼下洗流会相互干扰产生一定的偏折,旋翼下洗流速度更大,螺旋桨滑流会产生明显的向下偏折。      

可动平尾对直升机纵向飞行品质的影响

简单介绍了直升机纵向飞行品质对平尾设计的基本要求，提出了可动平尾的设计思想，概述了直升机的可动平尾的工作原理及其工作环境。然后主要分析了可动平尾对直升机纵向飞行品质的有利影响，其中包括可动平尾的“主动控制”能力、“低速配平”能力和“总距配平”能力。分析表明，可动平尾设计是直升机构型造反和初始设计时一个较理想的方案。     

高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性分析

研究双拉力螺旋桨复合式高速直升机的气动特性可以为高速直升机的设计及气动优化提供参考。基 于动量源方法构建针对双拉力螺旋桨复合式高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性数值计算及分析方法;对 孤立旋翼、旋翼/机身干扰进行算例验证;应用所构建的方法对双拉力螺旋桨高速复合式直升机悬停及前飞状 态的干扰流场进行数值模拟,分析机身对悬停流场影响及不同前飞速度旋翼/螺旋桨/机身干扰特性。结果表 明:悬停时机身对气流的阻塞作用降低了旋翼的升力,螺旋桨对旋翼下洗气流的加速作用使旋翼升力提高;低 速前飞时旋翼/螺旋桨/机身干扰较大,主要体现在旋翼下洗流造成螺旋桨滑流偏折以及机翼上表面压力分布 增大,高速前飞时这种干扰较小。     

复合式共轴直升机过渡模式的操纵策略

根据复合式共轴直升机的构型特点,建立了上/下旋翼、机翼、机身、全动平尾、垂尾（含方向舵）和螺旋桨的气动力模型,并在此基础上建立了过渡过程的配平方程.针对过渡飞行过程的操纵冗余问题,分别采用线性过渡和功率最小优化过渡两种过渡飞行方案,对复合式共轴直升机的过渡飞行过程的操纵策略进行了研究.以样例复合式共轴直升机为例,进行了过渡飞行模式下两种操纵策略的配平计算,并对两种过渡操纵策略下的需用功率、操纵量和姿态进行了对比.结果表明:所述两种过渡方案均能解决操纵冗余问题,并能合理给出过渡模式的操纵量和姿态.在操纵量变化的平稳度、飞行控制的难易程度和飞行品质方面,线性过渡方案更优.      

共轴刚性双旋翼/机身干扰流场数值模拟

采用滑移网格技术求解Navier-Stokes (RANS)方程的方法,研究了共轴刚性双旋翼/机身的干扰问题。通过Caradonna-Tung旋翼、Robin直升机、Maryland直升机旋翼/机身干扰和Harrington 2共轴双旋翼等算例,验证了所提出的旋翼流场数值模拟方法的正确性。在此基础上,以Maryland机身为原型,分析了不同桨距的共轴刚性双旋翼与机身之间的干扰特性。结果表明:所提出的数值模拟方法能够很好地模拟共轴刚性双旋翼/机身的气动干扰特性;由于机身对于共轴刚性双旋翼下洗流场的阻滞作用,旋翼的悬停效率增加5%左右,并且随着拉力系数的增大使得悬停效率的增量更加明显;旋翼的悬停效率增加主要来源于下旋翼0°方位角附近的桨叶升力系数的增大,并且拉力系数的增量由桨根向桨尖方向逐渐减小。      

Numerical study of aerodynamic characteristics of FSW aircraft with different wing positions under supersonic condition

This paper investigates the influence of forward-swept wing(FSW) positions on the aerodynamic characteristics of aircraft under supersonic condition(Ma = 1.5). The numerical method based on Reynolds-averaged Navier–Stokes(RANS) equations, Spalart–Allmaras(S–A) turbulence model and implicit algorithm is utilized to simulate the flow field of the aircraft. The aerodynamic parameters and flow field structures of the horizontal tail and the whole aircraft are presented. The results demonstrate that the spanwise flow of FSW flows from the wingtip to the wing root, generating an upper wing surface vortex and a trailing edge vortex nearby the wing root.The vortexes generated by FSW have a strong downwash effect on the tail. The lower the vertical position of FSW, the stronger the downwash effect on tail. Therefore, the effective angle of attack of tail becomes smaller. In addition, the lift coefficient, drag coefficient and lift–drag ratio of tail decrease, and the center of pressure of tail moves backward gradually. For the whole aircraft,the lower the vertical position of FSW, the smaller lift, drag and center of pressure coefficients of aircraft. The closer the FSW moves towards tail, the bigger pitching moment and center of pressure coefficients of the whole aircraft, but the lift and drag characteristics of the horizontal tail and the whole aircraft are basically unchanged. The results have potential application for the design of new concept aircraft.     

直升机机身外形对气动特性的影响

基于FLUENT流体力学软件,进行了直升机机身流场的数值模拟和分析。描述了网格生成方法,给出了计算迭代步骤和流程图。针对ROBIN机身绕流场进行了计算,并与可得到的实验结果进行了对比,验证了计算结果的可靠性。在此基础上,以NUAA模型机身为算例,改变机身尾部、截面和头部形状对其流场进行了对比计算,给出了表面压强系数分布、机身阻力等计算结果,讨论了直升机机身外形参数对气动特性的影响,得出了一些有意义的结论。     

基于矩阵运算的直升机旋翼/机体耦合动力学模型

针对直升机旋翼/机体耦合动力学建模中,小角度线性简化带来的计算精度下降以及适用范围缩小等问题,在计算桨叶速度及加速度时,基于矩阵运算,保留了运动的非线性。对不同机体运动幅值和频率情况下的小角度线性简化对桨叶速度的影响进行了仿真分析,结果发现,随着机体运动幅值的增加,线性简化影响越来越大,滚转幅值 15°时,简化带来的误差超过 5%;俯仰幅值 15°时,简化带来的误差超过 6%,且随着机体运动频率的减小,误差越来越大。对不同桨距的情况进行仿真,结果表明,所建模型可以很好地模拟直升机的动态响应,采用该模型可进行直升机旋翼/机体耦合动态响应仿真分析。