共轴高速直升机振动载荷计算分析模型

共轴高速直升机上下旋翼之间存在强烈的气动干扰现象,这对旋翼的气动特性影响较大。本文根据这一特点并考虑气弹耦合计算效率,利用单旋翼自由尾迹模型的尾迹几何和固定尾迹计算的初始诱导速度分布作为共轴双旋翼预定尾迹模型的初始迭代值。与Leishman-Beddoes非定常动态失速模型、Pitt-Peters动态入流模型、共轴直升机上下旋翼桨叶全本征动力学方程及弹性桨叶与变距轴承边界约束条件等计算模块相结合,建立了一种考虑上下旋翼之间气动干扰及耦合迭代的共轴双旋翼振动载荷计算模型。为验证本分析模型的计算精度,以西科斯基公司的验证机XH-59A为研究对象,与国外风洞试验结果进行了对比,两者吻合较好。     

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。     

共轴式双旋翼悬停诱导速度场的PIV实验研究

采用粒子图像测速( PIV)技术对悬停状态下共轴式双旋翼和单旋翼的流场特性进行了水洞实验测量,得到流场矢量图和涡量云图数据.通过对所得数据进行处理和深入分析,得出了悬停状态下共轴双旋翼流场特性的一系列有价值的结论,如:共轴式双旋翼产生的轴向诱导速度大于单独靠下旋翼产生的轴向诱导速度,但小于其两倍;沿旋翼轴向下,轴向诱导速度逐渐增大.径向诱导速度在桨尖区域表现为快速向内收缩,上旋翼收缩速度比下旋翼快,收缩范围大;对于单双旋翼,周向诱导速度都存在一个方向转向的半径位置,在其内和该旋翼转向相同,在其外则相反,对于理论研究和工程设计有重要的参考作用.     

共轴双旋翼与单旋翼悬停流场实验测量值的对比

以三维激光多普勒测速仪测得的数据为基础，全面比较了共轴式双旋翼与单旋翼尾迹流场中轴向、径向和周向速度的特点与差异。分析指出，由于双旋翼相互间的气动干扰，导致其流场与单旋翼的明显不同，而这些不同沿各向异性，轴向最大，径向次之，周向最小。文中对周向速度表现出的异乎寻常的特点作了进一步的说明，这对建立共轴式双旋翼尾迹流场的数学模型具有重要意义。     

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。     

共轴刚性旋翼气动干扰数值计算方法

建立了一个适用于共轴刚性旋翼气动特性分析的数值模拟方法。该方法采用任意拉格朗日欧拉方法(Arbitrary Lagrange Euler,ALE)描述的可压缩Navier-Stokes(N-S)方程求解流场,采用低数值耗散的Roe格式进行空间离散;使用多重嵌套网格方法以模拟双旋翼的运动。针对共轴刚性旋翼配平,引入"差量修正"策略解决了传统配平中雅克比矩阵计算复杂的问题。首先,对Harrington-2共轴双旋翼的悬停气动性能进行了计算,然后,对某2 m直径共轴双旋翼的悬停及前飞状态进行了计算,并与试验值进行了对比。结果表明:在典型状态下拉力系数的计算结果与试验值误差在3%以内,扭矩系数的计算结果与试验值误差基本在5%以内;所采用的数值计算方法对旋翼涡尾迹特征具有较高的捕捉精度,可以有效模拟共轴刚性旋翼悬停和小速度前飞下的复杂流场及其细节特征。     

用三维激光多谱勒测速仪对共轴双旋翼悬停流场的测定

用三维激光多谱勒测速仪对共轴式双旋翼在悬停状态的流场进行了实验测量。测量了各测试点诱导速度沿三个方向（轴向、径向和周向）的分量,得到了两旋翼尾迹交汇、干扰下的流场直观图像和重要信息。为了对比,对单旋翼流场也进行了测试,并给出了二者之间的差别。     

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。     

基于自由尾迹方法的电控旋翼气动特性分析

考虑了襟翼偏转对桨叶剖面有效迎角及旋翼尾迹结构的影响,建立了电控旋翼自由尾迹入流模型,并结合电控旋翼带襟翼翼型气动力模型、桨叶挥舞运动模型、旋翼配平模型,建立了一种电控旋翼气动特性分析方法.利用该方法,对某样例电控旋翼悬停和前飞状态的气动特性进行了计算,并将电控旋翼与常规旋翼的气动特性进行了对比分析.结果表明,悬停时,配平所需的电控旋翼襟翼偏角幅值随拉力增加而增加;前飞时,电控旋翼后行桨叶剖面迎角比常规旋翼更大,更可能发生失速.