直升机计及诱速分布和挥扭耦合在侧风下的稳定性和操纵性

 旋翼诱速分布不均匀对无铰旋翼直升机的操稳特性是很得要的。文献[1]研究了计及挥扭耦合在涡流诱速场中的无铰直升机的稳定性分析,比较了诱速不均匀和挥扭耦合对稳定性的影响。本文除了应用文献[2]中的诱速不均匀分布以外,还计及了在侧风情况下的挥扭弹性变形耦合对稳定性和操纵性的影响。本文亦考虑了桨叶气动力中心、弹性轴位置和垂心沿展向的分布。     

XH-59A“前行桨叶概念”(ABC)验证机

所谓的“前行桨叶”,指的是直升机旋翼旋转形成的“圆盘“中的桨叶移动方向与直升机移动方向相同的一侧,反之另一侧则称为“后行桨叶”。例如,直升机向前飞行时,旋翼“圆盘”右侧的桨叶为“前行桨叶”,向后飞行时“前行桨叶”在左侧,向左飞行时,在前侧,向右飞行时,在后侧。直升机向前飞行时,“前行     

计及诱速和风切变的直升机自转前飞特性

研究直升机自转前飞时在风切变条件下的稳定性和操纵性。风切变采用非线性模型，旋翼模型考虑桨叶的刚性挥舞运动，桨叶根部具有水平铰外伸量和弹性约束，诱速在桨盘处的分布采用固定涡系所表示的诱速非均匀分布模型，以Ｚ９飞机为算例，算出计及风切变与否的自转前飞平衡参数和稳定根及操纵响应，显示了风切变对自转前飞操稳特性的影响。     

旋翼气动特性分析及直升机配平计算

以UH-60A直升机为例,建立了适合用于准确细致地描述旋翼气动特性和直升机配平的旋翼气动模型。分别将动量理论模型和该旋翼气动模型代入直升机全机飞行动力学模型中，对算例直升机进行了配平，并与试飞数据和参考模型结果进行了对比，验证了该模型有效且精度更好。在此基础上，分析了不同前进比桨盘诱导速度、迎角和升阻比的分布。结果表明:随着前飞速度增加，诱导速度分布更加不对称，桨盘侧倾加剧；大速度前飞时后行桨叶气流分离区域变大，在反流区内外迎角分布将发生突变；由于空气压缩性和反流区作用，大速度前飞时前行桨叶桨尖处与反流区内升阻比较低。      

旋翼桨叶非定常挥舞运动的分析计算方法

从旋翼桨叶的实际气动环境出发导出了桨叶的非定常挥舞运动方程，其中考虑了影响旋翼桨叶非定常挥舞运动的各种因素，包括旋翼入流的时滞效应及前行桨叶的压缩性和后行桨叶的失速特性。给出了计算桨叶非定常挥舞运动的递推公式，并进而描述了旋的整体挥舞运动。最后以某型直升机为例，计算了直升机悬停及前飞中旋加变距操纵后旋翼桨叶挥舞运动响应的过渡过程，结果表明：用本文所述方法能合理地计算旋翼桨叶挥舞运动的非定常过渡过程     

大曲率弯道内稀薄气固两相流场试验研究

 <正> 1.试验设备及方法 试验用的弯道示于图1。弯道的横断面呈矩形50×40mm~2,平均半径R_c=75mm,R_c╱D=1.5,D是当量直径。无量纲半径γ~*=(γ—γ_o)/(γ_—γ_o),其中γ_i是弯道内侧壁半径,γ_o是外侧壁半径。弯道的内侧与外侧壁(即压力面与吸力面)用钢板制成。另外两壁分别用有机玻璃和光学玻璃制成,有机玻璃壁可拆下以清理弯道。     

2195铝锂合金搅拌摩擦焊接头组织及性能

为了研究搅拌摩擦焊(FSW)对2195铝锂合金组织及性能的影响,对5mm薄板进行了不同工艺参数的搅拌摩擦焊接。显微组织分析及力学测试结果表明:合金经FSW后,接头组织由焊核区、热机影响区、热影响区三个明显不同的区域组成。当焊速不变,搅拌头转速ω在700~1300r/min之间变化时,接头抗拉强度随转速ω增大而降低;搅拌头转速不变,焊速υ在60~140mm.min-1之间变化时,接头抗拉强度随焊速υ增大而提高。当υ=140mm.min-1,ω=1000r/min时,焊接接头强度系数达到73%。焊后接头显微硬度发生了较大程度的软化。     

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。     

直升机机动飞行的逆模拟

本文给出了一种直升机机动飞行的逆模拟方法以计算跟随预定飞行轨迹的驾驶员操纵,根据这一方法可以确定为完成直升机机动飞行所需的驾驶员操纵输入及直长机的飞行速度、角速度和的变化历程。直同飞行动力学模型没有作任何线化假设,其中考虑了旋翼入流的时滞效应、前行桨叶的压缩性物后行桨叶的失速特性及旋翼桨叶的非定常挥舞运动,引入了旋翼尾迹对直升机机身、尾翼和尾桨的气动干扰。最后以黑鹰直升机为例计算了鱼跃越障机动飞行     

改进型CLOR桨尖旋翼气动特性试验研究及数值分析

 通过风洞试验及数值模拟对具有改进型CLOR(CLOR-Ⅱ)桨尖的旋翼悬停和前飞状态气动特性开展研究。在CLOR桨尖旋翼试验及数值分析的基础上,考虑旋翼非定常流场特点,兼顾旋翼悬停和前飞气动性能,对旋翼桨叶的气动外形进行了改进,主要包括采用多种翼型优化配置以综合改善旋翼前行侧压缩性及后行侧桨叶失速特性,并考虑旋翼前飞状态对其桨叶动力学特性的需求,重新设计了桨尖前后缘的外形。在风洞中分别对3种旋翼进行多种状态条件下的试验研究,为从流动细节上获得不同桨尖旋翼的气动特性差别,采用计算流体力学(CFD)方法对试验状态进行了数值模拟对比。对更高转速状态进行模拟,结果表明相对于其他两种旋翼,CLOR-Ⅱ桨尖旋翼在改善跨声速特性和提高失速迎角等方面具有明显优势,而且综合提高了旋翼悬停和前飞气动性能。     

加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能

为研究加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能,建立了加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行动力学模型。采用UH-60A直升机试飞数据验证了计算模型的正确性。在此基础上,分析了样例直升机加装格尼襟翼后重量系数、格尼襟翼高度、沿径向位置和加装方式对旋翼需用功率的影响,以及加装格尼襟翼后旋翼桨叶剖面迎角分布、旋翼操纵量和机身姿态角的变化等。研究表明,直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,旋翼加装格尼襟翼能够明显降低直升机的需用功率,且加装转动格尼襟翼的效果优于加装固定格尼襟翼。功率降低幅值随格尼襟翼高度的增加先增加后减小。格尼襟翼在桨叶上布置的位置越靠近桨尖,其对需用功率的影响越大。直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,加装格尼襟翼能够使旋翼后行侧最大迎角显著减小。加装格尼襟翼后旋翼总距和纵横向周期变距减小。     

直升机动态失速研究

本文简要介绍了旋翼和翼型的动态失速特性、动态失速主动和被动控制、旋翼综合法预测使用的一些动态失速模拟方法.UH-60A直升机飞行试验11029飞行是一个典型的旋翼动态失速实例,表演出旋翼后行桨叶上出现高攻角引起的动态失速,而前行桨叶上则出现因为激波诱导前缘分离引起的动态失速.翼型的动态失速特性方面介绍了典型的动态失速迟滞回线(攻角正弦变化和锯齿变化)、缩减频率和雷诺数对翼型动态失速特性的影响等.动态失速主动控制介绍可动前缘翼型的情况,被动控制则是使用前缘涡发生器的情况.     

Investigation of rotor control system loads

This paper concentrates on the aeroelasticity analysis of rotor blade and rotor control systems. A new multi-body dynamics model is established to predict both rotor pitch link loads and swashplate servo loads. Two helicopter rotors of UH-60A and SA349/2, both operating in two critical flight conditions, high-speed flight and high-thrust flight, are studied. The analysis shows good agreements with the flight test data and the calculation results using CAMRAD II. The mechanisms of rotor control loads are then analyzed in details based on the present predictions and the flight test data. In high-speed conditions, the pitch link loads are dominated by the integral of blade pitching moments, which are generated by cyclic pitch control. In high-thrust conditions, the positive pitching loads in the advancing side are caused by high collective pitch angle, and dynamic stall in the retreating side excites high-frequency responses. The swashplate servo loads are predominated by the rotor pitch link loads, and the inertia of the swashplate has significant effects on high-frequency harmonics of the servo loads.     

Numerical investigation of dynamic stall suppression of rotor airfoil via improved co-flow jet

The decrease in aerodynamic performance caused by the shock-induced dynamic stall of an advancing blade and the dynamic stall of a retreating blade at low speed and high angles of attack limits the flight speed of a helicopter. However, little research has been carried on the flow control methods employed to suppress both the dynamic stall induced by a shock wave and the dynamic stall occurring at high angles of attack. The dynamic stall suppression of a rotor airfoil by Co-Flow Jet(CFJ) is nume...     

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。     

旋翼流场流动机理研究

综合介绍了直升机旋翼桨尖涡位置、结构、旋动速度、轴向速度、涡核半径、以及紊流特性等研究。