直升机旋翼/机身气动干扰的计算方法

应用先进的自由尾迹分析方法，对旋翼／机身的气动干扰进行了计算。该方法建立在桨叶的二阶升力线模型、旋翼的全展自由尾迹模型、机身的源面元模型、旋翼的配平模型的基础上，通过迭代旋翼／尾迹在机身上的诱导速度和机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度，形成一个作耦合的综合分析模型。在该模型中，采用“数值解－分析解匹配”的方法建立了一贴近涡／面干扰模型来计入机身对尾迹畸变的影响。作为算例，分别计算了旋翼／机身组合     

快速多极展开算法在自由尾迹分析中的应用

针对旋翼自由尾迹分析的计算效率问题,对快速多极展开算法(Fast multipole method,FMM)在基于直线涡元的尾迹互诱导速度计算中的应用开展了研究。分别构建了悬停和前飞状态下诱导速度多极展开计算的定义域;在进行远场诱导速度计算时,将直线涡元等效为涡粒,推导了诱导速度的多极展开表达式。通过对悬停和前飞状态下旋翼尾迹中涡元诱导速度的计算,分析了该方法的加速特性和准确性。在此基础上,采用多极展开算法求解了旋翼模型在悬停和前飞状态下的自由尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布,并与直接计算结果和实验数据进行了对比,表明FMM算法在提高计算效率的同时能够保持较高的精度。     

一种新的旋翼动态尾迹模型研究

针对直升机大机动实时飞行仿真的需求，提出了一种新的旋翼动态尾迹模型，并开展了初步的验证研究。该模型采用涡环单元来表示旋翼尾迹涡系，每个涡环具有5个刚体运动自由度和1个半径伸展收缩自由度，可描述大机动飞行中旋翼尾迹的拉伸、压缩、倾斜、弯曲等动态畸变行为，并给出桨盘或空间任意区域的旋翼尾迹瞬态诱导速度分布。以悬停状态旋翼拉力和俯仰角速度阶跃突增为算例，通过与尾迹畸变增广的Pitt-Peters动态入流模型的对比分析，验证了本文模型的正确性和实时性，并得到了一些新的结论。     

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。     

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.     

前飞状态直升机旋翼/机身非定常气动干扰的分析

一个计算旋翼/机身/尾迹间非定常气动干扰的分析方法是建立在二阶升力线/全展自由涡模型和机身面元模型基础之上的。通过迭代机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度和旋翼/尾迹在机身表面的诱导速度，形成一个耦合的分析模型。在分析中计入了非定常项。作为算例，对两种孤立机身表面的平均压强系数分布以及旋翼机身组合体中机身表面的非定常压强系数分布进行了计算，其结果与实验值相吻合。     

基于嵌套网格和计入尾迹影响的旋翼流场数值模拟

给出了三维Euler方程数值模拟悬停状态旋翼流场的方法和模型。为充分考虑旋翼尾迹对流场的影响,采用了由动量理论导出的远场边界条件和由尾迹诱导速度代入滑移条件而构造的新翼面边界条件。为减少尾迹数值耗散和便于添加上述边界条件,采用了嵌套网格方法。针对嵌套网格中关键的贡献单元搜寻问题,本文采用一种伪贡献单元搜寻法。应用上述方法进行了算例计算,给出了有无尾迹修正时的旋翼桨叶表面压力分布和沿展向升力分布的计算结果,并与可得到的实验数据进行了对比。此外,从计算的等涡量线图上分析了旋翼尾迹流场畸变的发展趋势,表明了Euler方程法在旋翼涡尾迹捕捉方面的能力。     

大机动飞行中孤立旋翼的非定常空气动力模型

为提高旋翼他轴响应的预测,气动模型应当计入机动旋翼的尾迹畸变效应,而准确表示尾迹弯曲参数Kn是关键。为表达机动导致的各种效应,增广Peters-He有限状态尾迹模型可以吸收随飞行状态变化的Kn值。根据烟流实验,该参数随旋翼前飞速度、拉力和机动角速率而变化。旋翼的空气动力实验表明,旋翼轴接受准阶跃输入后,同轴及他轴的空气动力响应有过冲,且俯仰速率愈大,过冲幅值愈大。理论和实验结果的对比显示,为了正确计算机动飞行中的旋翼气动力,特别是操纵的他轴响应,应在模型中采用随状态变化的尾迹弯曲参数Kn。此外,在当前模型基础上联合动态尾迹畸变模型,计算出的旋翼力和力矩更接近试验数据。     

基于广义动态尾迹倾转旋翼飞行器数学建模

为了进一步提高倾转旋翼飞行器的建模精度,采用广义动态尾迹理论建立旋翼的诱导速度模型,进而建立了旋翼气动力计算模型;考虑旋翼尾流对机翼的影响,建立了机翼气动力模型;考虑旋翼和机翼对其他升力面的气动干扰,建立相应的气动力计算模型;最后以XV 15倾转旋翼飞行器为例,对建立的模型进行验证。仿真结果表明：建立的飞行动力学模型可以很好地反映飞行器的物理特性,适用于倾转飞行器的飞行动力学研究。     

神经网络在旋翼／机身气动干扰模型中的应用

由于直升机自身的特点，旋翼／机身气动干扰呈现非线性，且受多种因素的影响，用神经网络来解决这一非线性问题是一个很好的办法。将旋翼／机身气动干扰试验数据构造的学习样本，对网络参数进行学习，可以得到旋翼／机身气动干扰神经网络模型，进而可以用该神经网络模型研究直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。参数训练好的旋翼／机身气动干扰神经网络模型可直接用于直升机气动设计和实时仿真。笔者在对旋翼／机身气动干扰神经网络模型的建立进行论述外，还简要介绍了旋翼／机身气动干扰试验。     

前飞状态直升机旋翼的自由尾迹计算

应用时间步进方法，建立了一个前飞旋翼的全展自由尾迹模型。该模型采用圆弧涡元作为基本涡元，并依据自由尾迹涡线确定远尾迹形状以使远尾迹更接近实际和自由。为表明方法的有效性，分别以ＵＨ－１和Ｈ－３４两种直升机旋翼为算例，计算了不同前飞状态的自由尾迹形状，展示出小速度时尾迹畸变和叶尖涡卷绕的重要特征。在此基础上，应用自由尾迹分析，对前飞桨叶气动载荷进行了计算，分析了计及尾迹畸变对改进载荷计算的作用。     

直升机旋翼桨-涡干扰脉冲噪声传播特性研究

建立了一个基于Navier-Stokes方程和自由尾迹模型的高效耦合CFD方法,用于旋翼桨-涡干扰气动和噪声特性的研究。该方法将旋翼流场计算域分为两部分:在桨叶附近区域,通过求解Navier-Stokes方程来模拟流场中旋翼桨尖涡的形成;在尾迹输运区,采用自由尾迹模型表示尾迹涡的运动及其影响。噪声的计算采用基于声学类比法的FW-H方程。应用上述方法对AH-1/OLS旋翼桨-涡干扰状态进行了计算,通过对比脉冲噪声的声压时间历程,验证了方法的有效性。在此基础上,对桨-涡干扰噪声的空间传播特性进行了研究。计算结果表明:下降飞行状态的旋翼,在桨盘面会产生多处桨-涡干扰现象,桨叶片数增多,干扰也会明显增加;桨-涡干扰噪声具有较强的方向性,指向旋翼前行侧的前下方,其噪声声压级的衰减速率与距离成线性反比关系。     

Optimal Preview Control for Automatic Carrier Landing System of Carrier-Based Aircraft with Air Wake

Carrier-based aircraft carrier landing is a special kind of tracking control problem and not suitable for classical control methods,which may miss the desired performance or result in overdesign.Therefore,we present an optimal preview control for automatic carrier landing system(ACLS)by using state information of system,as well as future reference information,which can avoid the shortcomings of classical control methods.Since the flight performance of carrier-based aircraft is disturbed by air wake when the aircraft flies near the area of carrier stern,we design a disturbance rejection strategy to ensure that aircraft track the glide path with high precision and robustness.Further,carrier-based aircraft is a complex nonlinear system.However,the nonlinear model of carrier-based aircraft can be linearized at equilibrium landing state and decoupled into the longitudinal model and the lateral model.Therefore,an optimal preview control system is designed.The simulation results of a carrier-based aircraft show that the optimal preview control system can effectively suppress air wake.Tracking accuracy of optimal preview controller is higher than that of the proportional integral differential(PID)control system.     

飞行进近中尾流的大涡数值模拟

尾流间隔是增大跑道容量的主要限制因素之一,为了在保持安全水平的前提下有效地增大跑道容量,应制定安全高效的尾流间隔.对尾流流场和尾涡消散物理过程的研究,是制定准确、恰当的空中交通中尾流间隔的重要理论依据.本文用大涡模拟方法对三雏机翼简化模型的尾流场进行了数值模拟.数值模拟的来流速度、迎角和定解条件等重要参教以航空器尾流事故高发的进近阶段为依据,计算结果验证了涡核的进裂消散、涡对的连接消散和涡对的下沉现象,发现了在涡对卷起之前的不对称性和Crow关联发生后涡对消散的不对称性,并分析了其原因.     

风力机尾流流场的数值分析和尾流边界建模

采用计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)的方法模拟致动盘,研究了尾流边界的发展过程。为了准确捕捉尾流边界细节,根据尾流边界的速度梯度远远大于流场中的其他区域的速度梯度的特性,使用自适应弹簧网格技术,使网格的最密区域始终跟随尾流边界运动。基于该数值模拟结果建立了一个尾流边界模型。该模型将尾流的发展分为与粘性无关的膨胀过程和与粘性相关的扩散过程,建模结果与实验结果吻合。在此基础上,还利用该模型对高斯分布预测(Gaussian distribution prediction,GDP)尾流模型进行了修正,使其更加准确。     

悬停状态旋翼非定常尾迹测量

用热线风速仪测量悬停状态旋翼尾迹的轴向、切向速度分量的时均值和瞬时值沿展向的分布及桨尖涡在轴剖面里的运动轨迹，得到了悬停状态旋翼尾迹的几何边值、桨尖涡在运动过程中的耗散和不稳定等非定常特性，研究了旋翼桨距、桨叶片数对悬停状态旋翼尾迹和桨尖涡运动轨迹的影响。结果表明：悬停状态旋翼尾迹轴向速度在其展向的最大值可达或超过动量理论值的两倍；而桨尖涡区域的瞬态值则高达动量理论值的１０倍。旋翼桨距、桨叶片数的     

考虑尾流影响的侧向双跑道机场的跑道容量研究

侧向跑道由于能够灵活面对强侧风的影响从而提高机场的效率,在我国大型机场的规划设计中逐渐推广。但是目前国内外在侧向跑道容量模型方面的研究较少,因此对侧向跑道的跑道容量模型的研究具有重大的意义。本文针对侧向双跑道系统,考虑了一组侧向跑道上航空器之间的尾流影响,通过计算尾流消散时间给出了侧向跑道航空器的放行条件,同时利用时序图得出在侧向双跑道系统中连续进场航空器间插入离场航空器的条件,从而构建出侧向双跑道系统的跑道容量理论计算模型;最后以成都天府国际机场一期跑道为算例,计算出尾流影响下侧向双跑道系统的小时容量,并给出航班起降架次表,验证了模型的正确性,为侧向跑道机场的跑道容量理论计算提供了参考。