旋翼载荷分析“RASAP-I”系统的几个特点

本文介绍由南京航空学院直升机技术研究所研制的第一代旋翼气动载荷-动应力分析程序系统“RASAP-I”。在简短概述该系统之后,着重介绍其空气动力模型、结构模型、分析方法等方面的一些独特之处,特别是选择和发展这些模型与方法的出发点与背景。最后,举出了两个应用该分析系统的例子。     

基于弹簧系统网格变形方法的旋翼气弹耦合分析

在旋翼气动弹性耦合（CFD/CSD）分析中引入弹簧系统网格变形方法，建立了一套适合于旋翼气动载荷分析的CFD/CSD耦合方法。为了解决CFD/CSD耦合中关键的网格变形问题，旋翼桨叶贴体网格变形采用基于“ball-vertex” 弹簧系统的动态网格方法，通过添加冗余约束，避免了畸形网格单元的产生。旋翼流场计算采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD模块，对基于运动嵌套网格 的空间流场进行求解，湍流模型采用B-L模型。结构分析采用基于中等变形梁理论的CSD模块，基于Hamilton变分原理建立旋翼桨叶动力学方程。首先对振荡NACA0012翼型的流场进行了求解，验证了网格变形模块和CFD模块的有效性，然后采用UH-60A直升机旋翼作为算例对结构动力学模块进行数值验证。在此基础上，计算了UH-60A直升机旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动载荷，并与飞行测试数据进行了对比。计算结果表明，文中的弹簧系统网格变形方 法可以有效地用于旋翼CFD/CSD耦合计算分析，提高了旋翼气弹载荷的预测精度。     

基于模型试验的旋翼/机身气动干扰经验算式

试验研究了直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。试验结果证实机身阻力与旋翼前进比和桨盘载荷变化密切相关，机身升力和俯仰力矩的大小与旋翼桨盘载荷关系更大。通过对试验数据的初步分析，确定机身受旋翼尾流影响的气动干扰算式结构，利用最小二乘原理建立了简单有效的直升机机身在旋翼尾流干扰下的气动力算式，该算法可直接用于直升机气动设计和实时仿真模型中。     

倾转旋翼机机翼向下载荷的计算方法及参数影响分析

针对悬停和前飞时旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了机翼向下载荷的计算模型.该模型中,旋翼在机翼处产生的诱导速度以及对机翼干扰的旋翼尾迹边界基于Weissinger-L升力面理论和自由尾迹方法计算,以考虑倾转旋翼桨叶的大负扭转和尖削带来的较大三维影响,机翼表面流则区分为弦向流及展向流,以分别计算向下载荷.以缩比的V-22模型旋翼为算例,计算了悬停时旋翼下方的下洗速度分布和机翼的向下载荷,与可得到的实验结果进行了对比,验证了计算模型的有效性.然后,应用该计算模型,研究了襟翼偏角、旋翼倾转角、前飞速度、旋翼/机翼间距等参数对机翼向下载荷的影响.结果表明:机翼的襟翼偏斜角对有效减小机翼向下载荷有重要作用,随旋翼从悬停向前飞倾转,机翼向下载荷减小.     

基于VVPM/CA耦合的旋翼非定常载荷计算

为了提高旋翼非定常载荷计算精度,将基于黏性涡粒子方法(Viscous vortex particle method,VVPM)的尾迹计算引入至旋翼综合分析(Comprehensive analysis,CA)中,建立了一个新的旋翼VVPM/CA耦合计算模型。该模型中,旋翼VVPM基于第一性原理,可模拟尾迹的畸变和扩散而不引入经验参数,而旋翼CA则可以有效地进行桨叶弹性变形及非定常载荷计算,通过采用松耦合策略,可以高效地实现两者的信息交换。在此基础上,以SA349/2直升机为算例,针对其低速和高速两种典型前飞状态进行了深入分析,计算表明,本文建立的VVPM/CA耦合分析可以有效地预测旋翼尾迹形状及非定常载荷。     

旋翼非定常气动载荷及瞬态气动响应计算

建立了一个用于定常和机动飞行状态下旋翼非定常气动特性计算的数值方法。该方法在时间步进自由尾迹方法的基础上,采用4阶精度的Adams-Bashforth-Moulton预测校正多步法对离散的旋翼尾迹进行求解,耦合了桨叶挥舞运动模型、旋翼配平模型,并采用Beddoes非定常气动模型来模拟桨叶的压缩、气流分离效应。应用该方法,开展了不同状态下旋翼非定常载荷及总距突增时的旋翼瞬态气动响应的计算,并结合试验结果进行了对比分析。结果表明,本文建立的方法不仅可以准确地求解定常飞行时旋翼的非定常气动载荷,捕捉其沿方位角的变化特征,并且也可以准确模拟总距突增时,旋翼的过冲、迟滞等瞬态气动响应过程。     

基于CFD的直升机旋翼流场及气动力计算

建立了一个基于结构运动嵌套网格的流场求解器,用来精确模拟复杂的旋翼流场,为更好地预测旋翼气动载荷提供一套计算方法.在该求解器中,控制方程为惯性坐标系下的三维非定常Navier-Stokes方程,空间方向上采用低数值耗散的Roe格式结合三阶逆风格式(Monotonic upwind scheme for conservation law,MUSCL),湍流模式采用了一方程的Spalart-Allmaras模型.应用所建立的方法,分别针对Caradonna模型旋翼、UH-60A直升机旋翼的悬停流场和7A旋翼、SA349/2直升机旋翼的前飞流场以及旋翼气动载荷进行了数值模拟.计算结果表明,本文的方法在一定程度上提高了对旋翼流场的模拟能力,进而提高了旋翼气动载荷的计算精度.     

旋翼尾迹涡系的等环量线处理技术及其在前飞固定涡系中的应用

本文论述等环量线尾迹描述方法,并介绍旋翼尾迹涡系的等环量线处理技术,及其在固定涡系下的实施导致的一种求解前飞旋翼气动载荷、流场与性能的方法。对H34机三种情况计算表明了对经典尾迹结果的改进,并证明尾迹结构精细化对新一代尾迹分析方法是必不可少的。     

旋翼与紊流场干扰噪声计算

本文给出了旋翼与紊流场相互作用产生噪声的理论计算方法。该方法从翼型段在紊流场中作直线运动时的噪声计算分析出发，由理论分析推广到旋翼旋转运动的情况，其中考虑了桨叶上非定常载荷的弦向及展向的非紧致性，叶－叶载荷之间的相关，特别是考虑了由旋翼运动造成的素流场畸变所引起的非各向同性和非均匀性。本文计算了一架模型直升机在＂准悬停＂状态下紊流场的畸变以及相应的干扰噪声谱，并对考虑畸变与非畸变、均匀畸变与非均匀畸变的结果作了比较。结果表明，紊流场的收缩畸变对干扰噪声有显著影响，并对此给出了合理的解释。     

悬停状态下旋翼旋转噪声的分析

对直升机悬停时旋翼的旋转噪声进行了初步研究，分别用单极子和偶极子声源描述旋翼的厚度噪声和载荷噪声，并根据悬停状态下旋翼气动载荷的特点，用傅立叶级数表示旋翼桨盘上各点的气动力和法向气流速度，然后代入单极子和偶极子声源声辐射公式中，求出旋翼桨盘外某观察点的声压值。最后结合一算例，分析悬停状态下旋翼旋转噪声的辐射特性和不同的展向载荷分布模型对计算结果的响应。     

旋翼与机身耦合的多柔体动力学方程

在分析旋翼系统的挥舞、摆振和变距运动的基础上，应用柔性多体理论建立旋翼系统的动力学方程，并利用超单元技术建立机身动力学方程，然后根据模态综合技术建立旋翼与机身耦合系统动力学方程。同时作线性处理，计算一个简单模型的固有频率，为旋翼与机身耦合系统的振动特性和响应分析提供一种新模型。     

旋转冲压发动机冲压转子动应力分析

本文采用机械系统动力学分析软件ADAMS和有限元分析软件ANSYS相结合的办法,首先在ANSYS中得到冲压转子的柔性体,再导入到ADAMS中对旋转冲压发动机进行了刚柔混合体的动力学仿真,从而得到动载荷文件,最后再ANSYS中分析了其动应力的分布及变形情况,为冲压转子结构的进一步完善提供依据。同时,本文也证实了将ADAMS和ANSYS结合起来使用的可行性,使得仿真更加接近实际,分析结果更加合理。     

直升机旋翼空气动力学的发展

本文分两大部分，即旋翼理论分析的发展（认识旋翼）及旋翼浆叶外形的发展（改造旋翼）。在第一部分中，阐述了旋翼滑流理论、叶素理论、涡流理论（其中又包括固定尾迹的经典涡流理论、预定尾迹的半经验涡流理论、自由尾迹的现代涡流理论）和旋翼CDD方法。在第二部分中，讨论了旋翼桨叶的翼型、浆尖形状、扭转角分布等的变化历程。最后，作为总结，提出了旋翼理论分析和浆叶气动外形的四代发展阶段的划分。     

WZ—1直升机旋翼桨叶的设计

从气动、动力学和结构设计三个方面介绍了直升机旋翼桨叶设计的一般要求，分析了桨叶扭转角、平面形状、浆尖形状等参数对直升机性能、旋翼气动特性和动力学特性的影响，并结合ＷＺ－１无人驾驶直升机的使用要求对其旋翼桨叶进行了初步设计，给出了桨叶的构形和“共振图”。本文的设计和分析方法可用于指导其他直升机的旋翼桨叶设计。     

弹性支承对滑动轴承转子系统动力稳定性的影响

研究了弹性支承对滑动轴承支承的非线性转子动力系统的动力稳定性影响和减振特性。首先建立了滑动轴承—转子非线性动力系统和弹性支承—滑动轴承—转子非线性动力系统的力学模型,在油膜力非线性的情况下,分析了系统的动力稳定性,通过对比具有弹性支承的滑动轴承转子系统和刚性支承的滑动轴承转子系统的响应,表明:弹性支承的加入,有效地提高了系统运动稳定性。     

直升机旋翼试验塔电力拖动系统特性分析与仿真计算

直升机旋翼试验塔主拖动系统功率大、负载特性特殊，选择以中压变频交流调速系统作为主拖动是一种较为理想的方案。本文针对旋翼负载特性，建立了基于矢量控制的变频调速系统仿真模型，分析计算了不同机型旋翼负载的起动特性及调速性能，论证了三电平中压变频调速方式用于直升机旋翼试验系统的可行性，为旋翼试验塔的研制设计提供了理论依据。     

基于主动润滑可倾瓦轴承转子系统的振动主动控制

研究一类可倾瓦支承的单盘非对称转子系统的振动主动控制问题.首先建立了系统的非线性动力学方程,针对主动润滑控制系统设计了BP神经网络PID控制器对转子系统进行振动主动控制.通过计算分析可知,采用基于BP-PID的主动润滑系统能够很好的抑制系统的振幅,使系统在很高的转速时才发生油膜失稳,拓宽转子系统稳定运转的转速范围,在转...     

旋翼非定常气动载荷实验研究

对在4m直径旋翼／机身组合模型试验台上进行的非定常气动载荷试验结果进行了分析，试验完成了总距、周期变距突增对拉力和力矩的影响。本文还对试验结果和理论计算结果进行了对比分析，给出了分析结论。     

直升机旋翼旋转状态下浆叶固有频率的测试

直升机旋翼固有频率的合理配置是其动力学设计的关键之一，除了分析计算外，在型号研制中还必须进行试验校验。本文介绍了一种对全尺寸旋翼在旋转状态下通过自动倾斜器激振，对应变响应的分析找出其固有频率的试验方法。针对旋翼试验中干扰因素多等特点，提出了一种将时域数据分段处理的新方法，在找挥舞二阶固有频率的过程中，经过认真的分析研究，对一个与之接近的频率给出了合理的解释。     

转动旋翼模型动柔度的试验研究

介绍测定转动旋翼模型动柔度的试验方案、试验程序，综述以作者自行设计的旋翼模型进行试验所得到的结果及其与理论计算结果的比较。结果表明，试验方案与方法是可行的，理论计算公式是正确的。