桨叶外形对共轴刚性旋翼悬停性能影响的CFD分析

桨叶外形是影响共轴刚性双旋翼直升机悬停性能的主要因素之一,研究其影响机理对提高共轴刚性旋翼的悬停性能具有重要意义。为了提高外形参数对旋翼气动特性影响的分析精度,首先,基于运动嵌套网格技术和可压RANS方程,建立了一套适用于共轴刚性双旋翼悬停流场模拟的CFD方法;然后,进行了悬停状态共轴旋翼流场气动特性的计算分析,得到上、下旋翼拉力和扭矩沿桨叶展向和周向的分布特征;最后,着重进行了桨叶平面外形参数对共轴刚性旋翼悬停性能影响的分析,包括后掠角、后掠起始位置及尖削非线性弦长分布等,得到不同参数下共轴刚性旋翼悬停效率和压强分布等特征。结果表明,桨尖后掠能够使负压中心外移,延缓气流分离,从而提高悬停效率;尖削及桨叶面积集中在中部段的非线性弦长分布能够有效对桨尖进行卸载,优化气动载荷分布,从而改善悬停性能。     

共轴刚性旋翼悬停状态气动干扰机理

建立了一个基于Navier-Stokes(N-S)方程的共轴刚性旋翼气动干扰数值模拟方法。应用运动嵌套网格技术模拟双旋翼反转运动。通过与试验值对比,验证了方法的有效性。分析了共轴刚性旋翼悬停状态的气动性能和流场特征,结果表明,双旋翼气动干扰主要来自4个方面:双旋翼尾迹涡相互诱导引起"涡诱导效应",使上旋翼气动性能优于下旋翼;双旋翼周期性相遇-离开过程中桨叶附着涡干扰引起"载荷效应",对应拉力周期性升降波动;双旋翼相遇时"厚度效应"使双旋翼拉力产生相反的脉冲波动;上旋翼尾迹涡与下旋翼桨叶碰撞引起垂直"桨-涡干扰效应",使下旋翼桨叶展向拉力分布受到干扰。     

共轴刚性旋翼气动干扰特性风洞试验研究

针对共轴刚性旋翼上下旋翼间复杂气动干扰问题,利用4 m直径共轴刚性旋翼缩比模型开展了悬停及前飞状态风洞试验研究。试验中,采用两套六分量天平对共轴刚性旋翼的上下旋翼进行分开测力,并测量了相同操纵量输入时的孤立单旋翼气动力。通过分析双旋翼状态下的上下旋翼与孤立单旋翼的气动力的对比结果,研究了共轴刚性旋翼在悬停及前飞状态下的气动干扰特性。在此基础上,还进行了升力偏置对气动干扰影响的试验研究。结果表明:随着旋翼前进比的增大,上下旋翼之间的气动干扰逐渐减弱,共轴刚性旋翼的非对称气动干扰会使得双旋翼升力偏置增大。     

共轴双旋翼悬停地面效应气动特性分析

基于时间步进算法建立了适用于共轴双旋翼气动特性分析的旋翼自由尾迹模型,并采用面元法对水平和倾斜地面效应影响下共轴双旋翼系统气动特性进行了研究。在建模的过程中,采用Weissinger-L一阶升力面模型模拟了桨叶的三维效应,并充分考虑了旋翼/旋翼和旋翼/地面之间的气动干扰。通过与尾迹几何和诱导速度试验数据的对比,验证了计算模型的可行性。在此基础上,对共轴双旋翼在地面效应影响下的旋翼尾迹几何形状、流场诱导速度矢量分布和上下两旋翼桨叶的拉力系数分布进行了计算及分析。结果表明,悬停状态下,共轴双旋翼上下旋翼间存在强烈的气动干扰,且地面的影响使旋翼尾迹涡线径向扩展且向上卷起,对共轴双旋翼下旋翼拉力产生明显的影响。     

应用PIV测量缩比共轴双旋翼流场特性的研究

采用粒子图像测速(Particle image velocimetry,PIV)技术对一缩比共轴双旋翼模型在悬停和以不同前进比前飞时的流场进行水洞实验。测量得到了旋翼流场的瞬时涡量的速度分布,桨尖涡的脱落轨迹,悬停时的尾迹边界和前飞时的尾迹边界等流场特性参数分布。研究了不同状态下共轴双旋翼流场的气动干扰特性。在悬停时,下旋翼的桨尖外侧有上洗流现象,而下旋翼则没有。与共轴双旋翼性能试验数据比较得出,在悬停时共轴双旋翼形式存在有利的相互气动干扰现象。实验还得出了悬停和不同前进比前飞时桨尖涡的脱落轨迹。     

微型共轴双旋翼气动性能数值模拟与试验分析

为研究悬停状态下旋翼的间距对微型共轴双旋翼气动性能的影响，文中通过搭建试验平台对间距比h/r分别为0.32、0.38、0.45、0.51、0.58、0.65和0.75下的共轴双旋翼进行气动性能测试，以测量不同旋翼转速下所得共轴双旋翼的拉力和功耗对共轴双旋翼气动布局进行优化，试图找出具有最佳气动特性的共轴旋翼布局。另外，通过试验误差分析确定了相应的拉力系数、功率系数和功率载荷，且试验误差均小于2%。同时，为更直观得到不同间距下气流干扰对旋翼系统气动性能的影响，文中采用数值模拟得到了不同间距比下旋翼的流线分布和压力分布。最后，对比试验结果，综合分析旋翼间气动干扰的影响，最终得到间距比h/r为0.38时的共轴双旋翼具有最佳的气动布局。研究结果表明，悬停状态的共轴双旋翼可以通过改变间距大大提高气动性能，且同一间距下转速越大虽然旋翼间干扰越强烈，但此时开始出现耦合，使得系统的气动性能可能更好，同时，由于上下旋翼间的相互诱导，虽然转速较低时升力较小，但是功耗明显低于高转速，使得系统具有更大的功率载荷。     

共轴刚性旋翼悬停流场的PIV风洞试验研究

使用粒子图像测速(Particle image velocity,PIV)技术对2 m直径共轴刚性旋翼悬停流场进行了风洞试验研究。在所搭建的共轴刚性旋翼试验台上,对1 100 r/min和1 860 r/min两种转速,8°和10°两种总距下的共轴刚性旋翼流场进行了测量,并测量了单独上旋翼相同状态下的流场。通过对试验数据进行处理,得到了不同状态下桨尖涡的脱落轨迹以及流场速度矢量图。同时通过对比分析,研究了共轴刚性旋翼之间的气动干扰现象,并指出了上旋翼桨尖涡尾迹通过下旋翼桨盘时的"二次收缩"效应。     

开口壁式涵道螺旋桨气动特性数值模拟

涵道共轴双螺旋桨以其结构紧凑、气动效率高、气动噪声低、安全可靠等性能和结构优点,已经被作为一种推力或升力装置广泛地应用到飞行器设计当中。涵道共轴双螺旋桨作为涵道共轴多旋翼飞行器的主升力系统,为了进一步提升其功率载荷和抗风性,文中采用数值模拟方法对其在悬停状态、轴流状态和斜流状态下的气动特性进行了计算分析。提出了开口壁式涵道螺旋桨的主升力系统构型,并对其气动性能进行了计算,得出了开口壁式涵道螺旋桨相比涵道共轴双螺旋桨所具有的优势。     

共轴刚性旋翼气动外形优化设计

采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力,然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此,本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计,通过改进桨叶平面外形提升旋翼前飞性能。基于雷诺平均NS(Reynold-saveraged Navier-Stokes,RANS)方程对共轴旋翼流场进行了气动性能数值模拟,在此基础上建立了代理模型结合遗传算法(Genetic algorithm,GA)的高效共轴旋翼气动布局优化方法,以前飞升阻比为目标函数进行优化,得到约束外形下的具有非线性弦长分布、尖削及后掠特征的桨叶外形。试验结果表明优化桨叶相比基准矩形桨叶升阻比得到明显的提升(前进比为0.6状态下升阻比提升约30%),证明了优化的有效性。     

共轴刚性旋翼试验自动配平技术研究

针对共轴刚性旋翼高速直升机研究的需求,对共轴刚性旋翼试验自动配平技术展开了研究。基于现有试验平台,结合共轴刚性旋翼的配平原理,参考单旋翼自动配平技术,提出了基于模糊控制的共轴刚性旋翼试验自动配平技术,并在试验中进行了考核和验证,达到了实用阶段。     

共轴刚性旋翼飞行器配平特性及验证

针对共轴刚性旋 翼与常规旋翼的区别，从挥舞运动、变距操纵和诱导速度3方面建立共轴刚性旋翼的气动力模型。采用等效挥舞运动概念，建立共轴刚性旋翼的挥舞运动方程;引入提前操纵角概念，建立与共轴刚性旋翼挥舞频率相适应的变距操纵模型；引入上下旋翼干扰因子，建立共轴刚 性旋翼的诱导速度模型。在此基础上，建立共轴刚性旋翼飞行器飞行动力学模型，并以XH-59A 直升机为例计算纯直升机飞行模式的配平特性，使用飞行试验数据验证了理论模型的正确性，同时讨论了共轴刚性旋翼飞行器与常规直升机配平特性的异同点。     

直升机机身对旋翼气动干扰的计算

建立了一个全耦合的机身对旋翼气动干扰的迭代计算方法。在该方法中，使用自由涡系模型代表旋翼对干扰流场的影响，使用三维面元模型替代机身的作用，并采用了一个基于“分析数值解匹配”方法的贴近涡／面干扰模型以改进机身引起尾迹畸变的计算。应用该分析方法，以Maryland大学4片桨叶的模型旋翼和机身为算例，计算了悬停和前飞状态机身对旋翼的气动干扰影响。计算结果表明，机身对旋翼气动干扰在悬停和前飞时是不同的，且从悬停至前飞，机身对旋翼平面某方位的诱导速度存在一个从上洗至下洗的过渡。     

Simulation on Helicopter Scissors Tail-Rotor Noise Based on N-S Equations and F1AFormulas

Aiming at the noise of helicopter scissors tail-rotor,an advanced numerical method is established by combining computational fluid dynamics(CFD)model with Farassat 1 A(F1 A)formula.In this method,Navier-tokes(N-S)equations are used as governing equations,and the flow field is solved at quasi-steady and unsteady states in hover and forward fight,respectively,based on two different types of embedded grid systems.A simple and effective solution approach is provided for the generation difficulty of donor cells caused by the close gap among scissors tail-rotor blades.Using the CFD calculation results as input,the thickness noise,loading noise and total noise of tail-rotor are calculated by F1 Aformula.By the method,numerical examples on rotor flowfield and noise are performed and the results are compared with available data.Then,aerodynamic and acoustic characteristics of scissors tail-rotor are emphatically calculated in both hover and forward flight.Furthermore,the research on the effects of blade-tip shape parameters on scissors tail-rotor noise is carried out.Also,the scissors tail-rotor is compared with the conventional tail-rotor,and the results show that in hover,the noise of a scissors tail-rotor is not always the smaller one.     

共轴刚性旋翼复合式高速直升机操纵与载荷研究

针对共轴刚性旋翼复合式高速直升机构型,分析了其操纵特点,提出两种配平操纵方式:切换操纵方式和耦合操纵方式,并分析了两种操纵方式的优缺点。从多操纵面的冗余控制出发,对耦合操纵方式的操纵规律进行了配平分析,并根据配平情况评估了旋翼和尾推桨的载荷结果。研究结果表明,共轴刚性旋翼高速直升机旋翼的总距操纵、周期操纵与飞行速度、机身俯仰角有一定关系,旋翼载荷和常规直升机相比大幅增加,同时和机身俯仰角也密切相关。     

斜置尾桨对直升机飞行特性的影响

基于叶素理论建立了斜置尾桨的数学模型,以UH-60A直升机为对象,计算了平飞配平特性,并与试飞结果进行对比,完成了对模型的验证。验证结果表明,所建的斜置尾桨模型合理准确,能满足工程精度。本文从直升机悬停需用功率研究了尾桨斜置角的设计,计算了不同尾桨斜置角对直升机悬停需用功率的影响,得出UH-60A直升机的尾桨斜置角优化值为20~25°。通过计算和对比斜置尾桨与常规尾桨直升机的平飞配平特性,得出尾桨斜置主要影响直升机的纵向配平特性。最后,对斜置尾桨的利与弊进行了一些讨论。     

Research on Trim Control of Compound High Speed Helicopter

An investigation is conducted on optimizing the control allocation for trimmed flight on the compound helicopter. The compound helicopter features a single main rotor,a vectored thrust ducted propeller(VTDP)and lifting wings. Due to the redundant controls for thrust,elevator deflection,and differential and symmetric flap deflection,there is a wide range of trim solutions in forward flight for compound helicopter. A method is developed to calculate optimal trim solutions. Firstly,aerodynamics models for deferent subsystems of the compound helicopter are conducted,which consider the mutual interaction of each part. Secondly,a flight dynamics model is developed based on which the method of trim optimization is performed. Finally,the method is demonstrated using a compound helicopter UH?60 L/VTDP. The trim optimization of flight conditions from hover to 370 km/h is conducted using the optimization method. The controls,fuselage attitudes as well as the allocation of lift and thrust along with the flight speed are obtained.     

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.