旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算研究

针对旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算问题,将CFD方法与Farassat 1A(F1A)公式相结合,提出了一种适用于旋翼干扰下的尾桨气动噪声数值计算方法。首先,应用所提出的方法进行了噪声的算例验证,并与参考文献结果进行了对比;然后,着重针对悬停和前飞状态旋翼干扰下的尾桨噪声及气动特性进行了计算分析,并与孤立尾桨状态进行了对比。计算分析结果表明:悬停状态下,旋翼干扰下的尾桨气动噪声水平显著大于孤立尾桨;而在前飞状态,由于旋翼尾迹对尾桨桨盘平面产生更强的气动干扰,这一现象会更加明显;同时,在旋翼干扰作用下,尾桨噪声的主传播方向也会发生明显变化。     

涵道尾桨气动噪声分析方法研究

建立了涵道尾桨气动噪声的频域分析方法.采用面元-涡流理论计算涵道尾桨的气动载荷,采用Farassat 1A公式计算尾桨的自由声场噪声,涵道的声学散射效应通过频域的边界元法进行计算.利用已有的试验数据和算例结果对该方法进行了验证.     

直升机涵道尾桨与孤立尾桨的气动特性对比研究

本文推导了涵道尾桨的叶素理论公式，将文献［１］的滑流理论与叶素理论公式组合，建立了计算直升机悬停和侧风状态下涵道尾桨气动特性的方法。     

直升机旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响

悬停和侧滑状态的直升机主旋翼桨尖涡将穿透尾桨桨尖平面,由此导致尾桨非定常气动载荷发生明显变化。为更准确地模拟由主旋翼/尾桨干扰产生的尾桨非定常气动载荷变化,通过在面元压力项中增加由旋翼桨尖涡诱导的时变项,体现旋翼桨尖涡速度和几何时变对桨叶非定常压力的影响,同时采用涡面镜像法修正涡粒子法的黏性项,确保桨叶附近区域旋翼涡量守恒,建立旋翼尾迹对尾桨叶的非定常气动干扰模型,并耦合面元/黏性涡粒子法,构建直升机主旋翼/尾桨干扰下的尾桨非定常气动载荷分析方法。通过计算AH-1G旋翼桨叶非定常气动载荷特性,并与实验测量值、计算流体力学(CFD)计算结果对比,验证本文非定常气动干扰模型的有效性。随后基于NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)模型分析悬停、侧风和60°右侧滑状态主旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响,分析表明主旋翼尾迹对尾桨非定常气动载荷影响显著。悬停状态的主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力平均值下降、非定常气动载荷显著增加;左侧风状态,主旋翼/尾桨干扰削弱尾桨"涡环"程度,显著增加尾桨拉力和非定常气动载荷;60°右侧滑状态,主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力损失最大,且在低速侧滑状态出现尾桨拉力"迅速恢复"现象,尾桨非定常气动载荷幅值迅速增加。     

轻型直升机涵道尾桨的研究

本文简单介绍了轻型直升机涵道尾桨发展的情况,以欧直公司对新型涵道尾桨和 BELL 公司对 DTR尾桨所做的研究为例,阐述了影响涵道尾桨气动和声学性能的关键因素。     

基于Fw-H方程的直升机尾桨与涡线干扰噪声分析

本文通过对直升机尾桨噪声的机理进行分析,建立了尾桨与涡线干扰噪声的计算模型.计算模型中包括气动计算和声学计算,气动计算的结果作为声学计算的输入量.气动计算中分别采用三维非定常面元法计算桨叶表面压力和有扰动薄翼理论计算涡线干扰下桨叶的压力增量;声学计算中采用推导自FW-H方程的Farassat 1a公式,获得声压的时间历程.通过算例分析得到了一些有意义的结论.     

基于CFD方法的直升机旋翼/尾桨非定常气动干扰计算

采用CFD方法针对直升机旋翼/尾桨气动干扰问题进行了数值计算研究.建立了一个适用于旋翼/尾桨干扰气动力计算的方法.在该方法中,控制方程采用三维非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,网格系统使用嵌套网格技术以计及旋翼和尾桨的相对运动.基于所建立的方法,分别计算研究了悬停状态、低速前飞状态以及巡航平飞状态时干扰状态的旋翼和尾桨气动力,并深入分析了尾桨旋转方向对干扰特性的影响.计算结果表明:旋翼对尾桨的气动干扰在各计算状态都存在,且干扰影响不总是负面的,这取决于飞行状态;而尾桨对旋翼的干扰作用则在悬停状态时较为明显,但在前飞状态时可忽略不计;尾桨旋转方向对尾桨气动力的影响较大,合理地选择尾桨的旋转方向可以改善其气动特性.      

基于N-S方程的剪刀式尾桨前飞状态气动力计算研究

建立了一个适用于计算剪刀式尾桨前飞状态气动力的数值方法。在该方法中,采用惯性坐标系下的非定常Navier-Stokes方程作为主控方程,使用低数值耗散的Roe格式进行空间离散,并应用高效的隐式LU-SGS格式进行时间推进;采用双时间法以模拟尾桨前飞时的非定常现象;使用运动嵌套网格方法以计入尾桨桨叶的旋转运动。应用建立的方法,首先对有试验数据可作对比的Lynx直升机尾桨悬停状态气动性能进行了计算,验证了所建立方法对尾桨气动性能计算的有效性;同时,针对Helishape 7A旋翼进行了前飞状态气动载荷计算,验证了该方法对旋翼(尾桨)前飞气动载荷计算的有效性。最后,对剪刀式尾桨前飞状态进行了气动力计算,并分析了构型参数对剪刀式尾桨气动力的影响。计算结果表明,前飞状态时,相同总距下剪刀式尾桨的平均拉力要大于常规尾桨,且剪刀式尾桨在90°-180°-270°方位角内的桨-涡干扰现象较常规尾桨严重。     

剪刀式尾桨前飞状态气动噪声特性计算

基于计算流体力学（CFD）建立了适用于剪刀式尾桨的流场计算模型，采用嵌套网格方法模拟尾桨运动，采用双时间方法进行时间推进。针对不同的尾桨构型，采用高效配平策略“差量法”将剪刀式尾桨配平至相同负载状态。在此基础上，采用Ffowcs Williams-Hawkings（FW-H）方程计算剪刀式尾桨的气动噪声特性。应用该方法对不同前飞速度下剪刀式尾桨的气动力和噪声进行计算分析，着重研究了剪刀角和轴向间距两个重要构型参数的影响。计算结果表明:剪刀角对剪刀式尾桨气动力和气动噪声特性均有重要影响，而轴向间距在合理的变化范围内，对尾桨影响较小。与常规尾桨相比，前飞状态下剪刀式尾桨的噪声指向性变化较小，但噪声幅值变化显著。      

悬停状态剪刀式尾桨气动/噪声特性优化分析

建立了一套基于CFD(computational fluid dynamics)方法和FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的剪刀式尾桨气动噪声预估技术和组合优化算法的尾桨外形参数设计方法。基于嵌套网格方法采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为尾桨流场求解控制方程,采用了一套适用于剪刀式尾桨悬停气动特性模拟的高效CFD方法。在流场分析的基础上,采用FW-H方程预测剪刀式尾桨在典型观察位置处的气动噪声。分别在控制总距以及控制拉力系数不变的情况下,以提高尾桨悬停效率同时降低气动噪声为目标,对剪刀式尾桨的剪刀角和轴间距两个主要外形参数进行优化设计。将基于拉丁超立方(LHS)方法和径向基函数(RBF)的代理模型方法与遗传算法过程相结合,建立了一种有效的组合优化算法。结果表明:剪刀角和轴间距的不同组合可以通过削弱桨-涡干扰现象从而实现降低旋翼桨-涡干扰噪声的目的。在当前的计算状态下,优化得到的剪刀式尾桨的悬停效率比常规尾桨高16%,其平均声压级比常规尾桨降低了2.3 dB。      

基于动量源方法的涵道尾桨CFD分析

本文采用CFD方法分析了悬停状态下涵道尾桨的流场特性。该方法以动量源代替桨叶对流场的作用来分析涵道尾桨的气动特性。即通过编写UDF程序把动量源加入到N-S方程中,建立了一套适合于直升机涵道尾桨流场和气动特性的CFD数值模拟方法。然后利用所建立的数值模拟方法对某个涵道尾桨进行分析,并与试验结果进行对比以验证数值方法的有效性。     

应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法.在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方法生成.通过结合涵道尾桨的运动方式、几何特征及气动特征,建立一个包含动量源项的N-S方程的涵道尾桨流场计算方法和迭代流程;为较好地捕捉涵道壁附近存在的旋涡及分离现象,采用了一方程S-A湍流模型.通过对ONERA M6机翼的绕流特性的计算分析,以及对涵道尾桨在悬停状态下的拉力、诱导速度、载荷分布等的计算分析,验证了该CFD方法的有效性.在此基础上,采用该方法进行直升机悬停、侧飞和前飞状态下涵道尾桨流场与气动特性的数值分析,得到了关于涵道尾桨流场和气动特性的一些有意义的结论.     

剪刀式尾桨悬停状态气动力及噪声特性计算研究

建立了一个基于计算流体力学(CFD) /FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的预测剪刀式尾桨悬停状态气动性能和噪声特性的分析方法.该方法首先采用CFD方法对尾桨流场进行求解,并应用嵌套网格技术对流场空间进行离散.控制方程采用非惯性坐标系下的Navier-Stokes方程,空间方向采用二阶迎风格式(Roe格式)进行求解,时间方向采用隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式进行推进.在此基础上,采用FW-H方程将尾桨噪声声压扰动传播至远场,以获得尾桨的噪声特性.应用该方法对两种剪刀式尾桨构型(“L”构型和“U”构型)进行了计算研究,对比分析了剪刀式尾桨在气动力和噪声方面与常规尾桨的差别,以及两个重要构型参数(剪刀角和轴向间距)对剪刀式尾桨气动力和噪声的影响规律.计算结果表明,构型参数对剪刀式尾桨气动力和噪声特性影响很大,合理地选择构型参数可以降低尾桨噪声水平.     

直升机旋翼/尾桨/垂尾气动干扰计算研究

建立了一个基于计算流体力学(CFD)技术的直升机旋翼/尾桨/垂尾气动干扰分析方法。在该方法中,选取Navier-Stokes方程为控制方程,使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散,并选取隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式进行时间推进,湍流模型为B-L(Baldwin-Lomax)模型;为了实现旋翼、尾桨和垂尾网格之间的流场信息交换,采用运动嵌套网格方法。应用所建立的方法,对Helishape 7A旋翼和Lynx直升机尾桨进行了算例计算,并与试验数据进行对比,验证了方法的正确性。着重针对旋翼/尾桨干扰特性进行了计算,并进一步计入垂尾的干扰,对垂尾/尾桨干扰以及旋翼/尾桨/垂尾干扰特性进行了研究,分析了旋翼、尾桨和垂尾相互干扰的规律。结果表明:对于不同的垂尾/尾桨构型,阻塞面积越大,对应的尾桨拉力也较大,但尾桨和垂尾获得的净拉力却减小,且不同阻塞面积下,推力式构型尾桨比拉力式尾桨具有更大的净拉力;然而,在前飞过程中,直升机垂尾对旋翼与尾桨干扰的影响很小。     

尾梁边条对直升机气动性能影响试验研究

为克服旋翼产生的反扭矩,目前直升机上主要采用单旋翼带尾桨、双旋翼等布局方案,同时发展了尾梁环量控制及尾梁边条技术。本文应用旋翼/机身组合模型风洞试验方法,探究了尾梁边条对直升机悬停及前飞性能的影响。重点研究了悬停及不同前飞速度下,不同长度和不同安装角度尾梁边条对直升机气动性能的影响。试验结果表明,悬停状态尾梁边条可通过提供侧向力来增加机身扭矩,能够帮助尾桨卸载从而减少尾桨功率消耗。而前飞状态尾梁边条对直升机气动性能基本没有影响。     

桨叶结冰对尾桨气动性能的影响

基于某直升机尾桨桨叶地面结冰试验数据,建立了结冰桨叶的气动计算模型。对NACA0012翼型的气动特性计算表明,翼型升力系数和阻力系数的计算结果与试验数据吻合良好。然后根据所建模型,利用Fluent软件分别计算了某尾桨桨叶翼型结冰前后剖面的气动特性,发现结冰使桨叶翼型升力系数降低,阻力系数增大。最后采用动量一叶素理论结合...     

直升机剪刀式尾桨气动特性的研究

对剪刀式尾桨的气动特性进行了实验和分析研究。描述了在模型旋翼台上进行的实验 ,给出了拉力和扭矩随剪刀角变化的实验结果 ,对比了“下旋翼在前”和“上旋翼在前”2种不同布置的影响。实验表明 :“下旋翼在前”布置时的拉力大于“上旋翼在前”布置时的拉力 ;在某些剪刀角布置下会导致较强烈的桨 -涡干扰。然后 ,建立了一个剪刀式尾桨气动特性计算的分析模型 ,并进行了验证。应用这个模型 ,计算了剪刀式尾桨的桨叶诱速分布、升力分布以及桨尖涡位移 ,解释了拉力随不同剪刀角布置而变化的实验结果和实验中出现桨 -涡干扰的原因。最后 ,提出了几点结论。     

直升机尾桨失效分析及试飞技术研究

对直升机在悬停飞行以及平飞时的尾桨失效故障状态进行了受力分析,利用D级模拟器对直升机尾桨失效试飞技术进行了探索,最后给出了直升机不同飞行状态下发生尾桨故障后的应急处置预案,对于保证飞行安全和开展直升机尾桨失效试飞技术研究具有重要的价值。     

无轴承尾桨构型对性能、载荷的影响实验研究

本文利用某型机的无轴承尾桨叶,重新设计的尾桨毂、尾操纵组件,实现了不同的尾桨构型,并在通用尾桨试验台上进行悬停状态下不同构型对性能、载荷的影响实验研究,并对多种无轴承尾桨构型试验的性能、载荷试验数据进行了对比分析,得出剪刀式无轴承构型可提高尾桨拉力至少3%以上。     

侧风下孤立尾桨的气动特性和抗侧风优化

尾桨涡环严重危害了直升机飞行安全，为探讨涡环对桨盘附近诱导速度场的影响和解释桨叶拉力非定常脉动的原因，构建了一套基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的尾桨涡环数值计算方法，并结合叶素动量理论和圆线涡环模型进行气动分析。同时，为解决当前翼型优化中广泛使用的冻结湍流黏性假设存在的固有缺陷，建立了一套全湍流连续伴随的翼型优化框架，获得的翼型用于尾桨设计以提高尾桨抗侧风能力。结果表明，桨盘附近诱导速度场对侧风入流速度十分敏感，在典型涡环状态下，14.65 m/s侧风导致涡环的涡强增大且不断改变，引发翼剖面的有效攻角随桨盘附近风速动态减小，进而尾桨拉力下降至原有的58.5%并伴有高频脉动。全湍流连续伴随在最优外形的获取上则要领先于冻结湍流黏性假设，最佳翼型获得的尾桨相较于原始尾桨的拉力提高了10.9%，悬停效率提高了3.9%，扩大了尾桨进入涡环的临界侧风速度。