前飞速度和升力偏置量对共轴刚性旋翼气动特性影响分析

共轴刚性旋翼前飞状态的气动特性主要由工况环境中的来流速度、密度和桨叶的翼型配置、弦长分布和扭转分布等气动布局参数决定。气动布局参数的综合影响决定了共轴刚性旋翼的的升力偏置量。了解前飞速度和升力偏置量对前飞性能的影响规律有利于设计更适合于高速飞行的共轴刚性旋翼。因此,本文通过求解可压雷诺平均N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程对4 m直径的由两副2片矩形桨叶旋翼构成的共轴刚性旋翼模型的前飞流场进行了数值模拟,获得了不同前进比下的气动力并对不同升力偏置量下的旋翼性能进行了对比。数值模拟结果表明,随前进比增大,桨叶展向拉力分布更加趋于合理,拉力中心向桨叶中段移动,可以充分给桨尖卸载;旋翼升力主要由前行侧桨叶提供,升力偏置量过大容易产生激波诱导失速,不利于高速前飞。     

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。     

升力偏置对ABC旋翼气动性能的影响

采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一,其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响,采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的刚性旋翼在不同升力偏置状态下的气动特性进行了计算。通过对计算结果的分析,得到旋翼升力分布、升阻比、阻力特性和功率特性等随升力偏置的变化规律。文中还对前进比μ=0.2,0.4,0.5的计算结果进行了对比分析。结果表明,旋翼升力偏置量的改变能够显著改变旋翼桨盘的升力分布,进而对旋翼气动性能产生重要影响。不同的前进比下,产生旋翼最大前飞升阻比的升力偏置量也会有所不同,μ=0.2时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为20%左右;μ=0.4时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为25%左右,μ=0.5时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为30%左右。     

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。     

悬停及前飞状态下旋翼／机身的气动力干扰

为了获得施旋翼／机身的气动力干扰概念，利用ＢＯ－１０５旋翼模型和Ｚ－９机身模型在气动中心８米×６米风洞进行了悬停及前飞实验。结果表明，旋翼与机身之间的气动力干扰，主要是旋翼下洗尾流对机身气动力的影响。悬停时，下洗尾流使机身产生负升力、俯仰力矩和偏航力矩。等拉力系数配平前飞时，由于旋翼下洗尾流的向后偏斜，对机身法向力的干扰百分比比悬停时小，对机身偏航力矩和俯仰力矩仍有影响，并产生了侧向力干扰。机身的存在，悬停时使旋翼最大气动效率提高约１％；前一以时使旋翼总距操纵量平均减小约０．４°，前飞需用功率平均减小约１．３％。     

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。     

分离式共轴刚性旋翼风洞试验技术研究

为在■3.2 m风洞开展高速直升机共轴刚性旋翼风洞试验,中国空气动力研究与发展中心(China Aerodynamic Research and Development Center,CARDC)开展了分离式共轴刚性旋翼风洞试验关键技术研究。解决了双旋翼共轴反向驱动、双旋翼联动和差动变距操纵、旋翼气动力分离测量、旋翼间距调整等关键技术问题,研制了■2 m直径共轴刚性旋翼试验台和旋翼天平、旋翼操纵系统,实现了旋翼共轴等速反向旋转、双旋翼联动和差动变距操纵、旋翼升力偏置调整、旋翼气动力孤立测量、旋翼间距调整等功能。通过开展风洞试验,验证了该试验技术,表明试验技术具有技术成熟度高、数据重复性精度高、可调节参数多的优点。     

共轴刚性旋翼空气动力学问题与研究进展

基于共轴刚性旋翼独特的运动特征,分析了前后行桨叶气动载荷的巨大差异所引起的旋翼严重非定常气动特性,阐述了共轴刚性旋翼特有的升力偏置特性、双旋翼气动干扰特性以及桨毂阻力特性等若干空气动力学问题。在此基础上,针对共轴刚性旋翼的特殊气动问题,概述了目前在空气动力学基础理论、气动布局优化设计、桨毂减阻设计以及相应的气动特性试验等共轴刚性旋翼空气动力学领域的研究进展。最后,基于目前高速共轴旋翼直升机研究的瓶颈问题,指出了共轴刚性旋翼空气动力学领域后续的发展方向和研究重点。     

升力偏置对旋翼气动性能的影响

采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一,其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响,采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的刚性旋翼在不同升力偏置状态下的气动特性进行了计算。通过对计算结果的分析,得到旋翼升力分布、升阻比、阻力特性和功率特性等随升力偏置的变化规律。文中还对前进比μ=0.2,0.4,0.5的计算结果进行了对比分析。结果表明,旋翼升力偏置量的改变能够显著改变旋翼桨盘的升力分布,进而对旋翼气动性能产生重要影响。不同的前进比下,产生旋翼最大前飞升阻比的升力偏置量也会有所不同,μ=0.2时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为20%左右;μ=0.4时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为25%左右,μ=0.5时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为30%左右。     

基于自由尾迹方法的共轴式双旋翼流场分析

建立了一个适合于共轴式直升机双旋翼流场特性分析的自由尾迹计算方法.该方法中,桨叶模型采用了升力面/涡格法,尾迹则使用畸变的自由尾迹模型,以更好地模拟流场特性及计入桨尖三维效应.通过旋翼下洗速度的计算值与可得到的实验值对比,表明了该计算方法的有效性.然后,着重计算分析了共轴式直升机的旋翼尾迹结构和诱导速度分布,并与单旋翼情况进行了对比.结果表明:悬停时,与单旋翼相比,共轴式双旋翼在旋翼下方的诱导速度更大,但并非两幅单旋翼诱导速度的迭加;前飞时,随前飞速度的增加,上下旋翼间的相互干扰逐渐减弱.     

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。     

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。     

New Progress in Helicopter Rotor Wake Research

Rotor wake analysis,a fundamental research of helicopter technology,has been widely applied for rotor aerodynamic analysis. This paper summarizes the research of different rotor wake models at home and abroad and reviews the development process of rotor wake methods as well as the research achievement obtained in each stage.Then,the new progress of helicopter rotor wake methods is described in detail. It includes constant circulation contours modeling method of rotor wake,pseudo-implicit relaxation iteration and time-accurate solution method,research on aerodynamic interaction characteristics of helicopter rotor/fuselage by wake method,research on the rotor blade-vortex interaction noise and interaction of coaxial rigid rotor aerodynamics by viscous vortex particle method,and application of free wake method to helicopter flight dynamics modeling. In the end,some prospects for the research of helicopter rotor wake method are put forward,which clarifies the ideas for the future development of rotor wake method.     

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。