桨叶实度及轴间距对摆线桨气动特性影响研究

悬停状态下,设计参数和摆线桨间距离对摆线桨的气动特性有较大影响。首先通过算例验证滑移网格计算方法应用于摆线桨悬停状态下气动力计算的准确性,然后研究摆线桨在不同半径、弦长和桨叶数时的气动参数特性,最后计算分析不同距离时,摆线桨间的气动干扰特性。结果表明:随着半径增大,桨叶气动力和单位面积上载荷均增大;弦长越大,气动力越大,桨叶单位面积上载荷反而越小;4叶片摆线桨产生的气动力比3叶片和6叶片大,而3叶片的桨叶载荷最大;合力偏转角分别随转速和实度的增大而减小;随着摆线桨间距离的增加,气动力损失系数和合力偏转角均减小。     

四轴滚翼飞行器总体布局及前飞特性研究

为了研究四轴滚翼飞行器的飞行动力学特性,对几种总体布局形式进行了比较分析。实现了一种各种运动相互解耦、操纵性好的总体布局形式,完成了飞行动力学建模,并计算分析了一种样机的前飞特性。结果表明,对于不同的总距角和操纵角,前飞速度均随摆线桨转速呈线性规律增加;随着总距角的增加,飞行器俯仰角逐渐减小,前飞速度基本能在操纵3 s后达到稳定状态;随着操纵角的增加,飞行器的俯仰角先减小后缓慢增大,前飞速度对操纵的响应时间越来越长。     

关键设计参数对摆线桨气动性能影响

以西北工业大学自行研制的摆线桨飞行器为研究对象,对简化的二维摆线桨模型进行了非定常数值模拟.在数值模拟模块中,桨叶的公转及俯仰振荡运动采用弹簧近似光滑模型和局部重划模型相结合的动网格技术来处理.重点研究了关键设计参数对摆线桨气动性能的影响,结果表明:随着桨叶数的增加,悬停气动效率提高;随着翼型厚度增加,推力变大,气动功耗减小;桨叶俯仰轴位置位于桨叶弦向中部位置时的功率载荷最大,悬停气动效率最高;随着最大俯仰角增大,气动功耗逐渐增加,悬停气动效率降低;当桨叶上、下半周最大俯仰角之和一定时,采用上半周最大俯仰角小的设置时,推力和气动功耗较大,悬停气动效率也更高.      

微小型摆线桨气动特性数值研究

对微小型摆线桨模型进行了理论分析,确定了一种常见的桨叶绕自身轴旋转运动的规律。由于摆线桨产生的气动力主要来自于桨叶自转带来的动态升力,通过NACA0012翼型低雷诺数动态失速过程的数值模拟和实验对比,验证了采用嵌套网格技术的非定常N-S方程数值解法的准确性。通过对摆线桨二维非定常流场的计算和分析,得到了在悬停和前飞状态下,摆线桨产生气动力的大小、方向以及气动效率与桨叶运动规律的关系。然后分析了不同数量桨叶之间的相互干扰,发现3~4片桨叶较为合适。最后对三维摆线桨流场进行了仿真模拟,发现在转速不变的情况下,随着前进比J的增加,摆线桨产生的矢量推力大小变化不大,但方向变化明显。     

弹性飞行器大机动飞行气动特性分析

针对两种不同气动布局的前、后掠翼无人机,采用CFD/CSD松耦合方法,对弹性飞行器承受过载为10和20情况下的气动特性与刚性飞行器进行了对比分析。计算结果表明,与刚性飞行器假设情况相比,考虑过载作用下的弹性前掠翼飞机升力减小、阻力减小;而弹性后掠翼飞机的升力增大、阻力增大;两种气动布局的弹性飞行器与刚性情况相比,升阻比都略微增大,而且俯仰力矩系数明显增大。这对于飞行器纵向气动操纵特性会产生较大影响,同时也说明在大机动飞行过程中计入飞行器的弹性变形是非常必要的。     

基于LB动态失速模型的摆线桨气动性能计算方法

在Mcnabb摆线桨计算模型的基础上,提出了基于LB动态失速模型的改进的气动力计算模型。该模型可以计入叶片分离流动和叶片翼型升阻特性的影响,从而提高摆线桨悬停状态下的气动力计算精度。将计算结果与悬停时不同条件下的摆线桨的实验结果和原计算模型进行了对比,结果表明,所提出的计算模型具备很高的计算精度,可以用于摆线桨悬停状态下的气动性能设计与分析。通过对计算结果的分析,揭示了摆线桨具备高气动效率的部分机理。     

桨叶翼型弯度对摆线桨悬停状态的气动性能影响

以悬停状态下的摆线桨为研究对象,利用数值模拟方法,分别研究了桨叶相对弯度X和最大弯度位置Y对摆线桨气动性能的影响。结果表明:与桨叶为对称翼型的摆线桨相比,当桨叶具有一定弯度且最大弯度位置适中时,摆线桨气动性能得到很大的提升。当桨叶相对弯度X为4%C(C为翼型弦长)、最大弯度位置Y距离前缘40%C~50%C时,摆线桨升力和气动功耗比较低,悬停效率最高,整体气动性能更好。      

共轴刚性双旋翼/机身干扰流场数值模拟

采用滑移网格技术求解Navier-Stokes (RANS)方程的方法,研究了共轴刚性双旋翼/机身的干扰问题。通过Caradonna-Tung旋翼、Robin直升机、Maryland直升机旋翼/机身干扰和Harrington 2共轴双旋翼等算例,验证了所提出的旋翼流场数值模拟方法的正确性。在此基础上,以Maryland机身为原型,分析了不同桨距的共轴刚性双旋翼与机身之间的干扰特性。结果表明:所提出的数值模拟方法能够很好地模拟共轴刚性双旋翼/机身的气动干扰特性;由于机身对于共轴刚性双旋翼下洗流场的阻滞作用,旋翼的悬停效率增加5%左右,并且随着拉力系数的增大使得悬停效率的增量更加明显;旋翼的悬停效率增加主要来源于下旋翼0°方位角附近的桨叶升力系数的增大,并且拉力系数的增量由桨根向桨尖方向逐渐减小。      

复合式高速直升机旋翼下洗流对机翼的气动影响分析

对复合式高速直升机的旋翼两侧不同强度下洗流对机翼的气动干扰分析,可以为类似构型直升机的气动外形设计及优化提供一定的参考。采用动量源方法对复合式高速直升机悬停及前飞状态的流场进行数值模拟,分析旋翼两侧不同强度的下洗流对机翼的气动影响,研究改变旋翼桨盘高度和机翼展弦比对气动特性的影响。结果表明：复合式高速直升机前飞时,随着旋翼桨盘的增高,两侧机翼升力差峰值减小,且峰值落在更小速度处;随着机翼展弦比的增大,两侧机翼升力差峰值减小,且在峰值后同一速度下,机翼越细长两侧升力差越小。     

考虑地面效应的翼型动态特性数值模拟

为了研究考虑地面干扰的飞行器非定常气动特性,基于滑移网格技术,通过求解二维非定常Euler方程,对不同近地高度下的NACA0012翼型的动态振动特性进行了数值模拟。分析了存在地面干扰时的升力系数以及俯仰力矩系数迟滞环变化,并结合强迫振动法,计算了翼型各个近地高度下的纵向组合动导数。结果表明,地面效应不仅对定常流场产生影响,更显著地影响了非定常气动力及力矩,近地高度越小,这种效应越明显,使得升力系数的迟滞环面积变小,幅值减小,而俯仰力矩系数的迟滞环变化不规律,力矩系数的动导数随着近地高度减小而增大(绝对值减小),纵向的动态稳定性产生损失。地面效应干扰在飞行器非定常气动研究中应该引起重视。     

悬停状态旋翼间干扰对四旋翼升力影响分析

四旋翼无人机旋翼间干扰对旋翼升力产生较大影响。建立考虑旋翼直径、弦长、变桨距、转速等因素的适用于四旋翼飞行器的等效盘模型。对该模型添加动量源,在Fluent中计算孤立单旋翼悬停状态下不同转速的旋翼升力,并与实验数据进行对比,验证等效盘模型的有效性。使用上述方法,计算和分析悬停状态时不同旋翼间距下旋翼间的相互干扰对四旋翼升力的影响。结果表明:相同转速下,旋翼间距越小,旋翼间干扰越强烈,升力损失越大。     

共轴双桨涵道无人飞行器非定常气动特性

基于滑移网格技术和SST(shear stress transport) k -ω湍流模型,建立了模拟共轴双桨涵道无人飞行器(UAV)流场的CFD(计算流体动力学)数值方法,并通过计算风洞实验算例验证其有效性。数值模拟了共轴双桨涵道UAV在飞行过程中的动态流场,分析了涵道、飞行速度、螺旋桨转速、攻角等因素对其非定常气动特性的影响规律。计算结果表明:所建立的CFD数值计算方法适于模拟共轴双桨涵道UAV动态流场;涵道的存在显著削弱涵道螺旋桨的桨尖涡、后缘脱体涡和尾流收缩,具有较弱的桨-涡干扰和涡-涡干扰现象,明显减小共轴双桨涵道UAV的需用功率;随前飞速度增大,共轴双桨涵道UAV的升力和阻力同时增大;随螺旋桨转速增大,共轴双桨涵道UAV升力增大,而阻力减小;随攻角增大,共轴双桨涵道UAV的阻力增大,而升力先增大后减小。      

摆线桨非定常气动特性研究

以西北工业大学研制的滚翼飞行器为研究对象,对摆线桨二维简化模型进行了非定常数值模拟。非定常时间推进采用双时间法,计算模型的刚体运动和网格变形采用弹簧近似光滑模型和局部重划模型相结合的动网格技术来处理。重点对四桨叶摆线桨转动过程中的瞬时推力、桨叶气动力及其非定常流场进行了研究,结果表明:摆线桨转动一周中瞬时推力大小随转动方位角变化呈近似正弦规律的周期性波动;随着转速变化,摆线桨转动一周的平均推力方向几乎保持恒定;桨叶瞬时法向力和切向力随方位角变化呈明显的"∞"型迟滞环曲线,且桨叶上行状态的气动力明显大于下行状态气动力;摆线桨桨叶尾迹之间具有很强的非定常干扰,对桨叶气动性能会产生较大影响。     

基于N-S方程的悬停旋翼桨叶气动干扰数值模拟

采用基于N-S方程的CFD方法,通过计算前后平行放置的双翼和三翼的干扰流场,对悬停状态旋翼桨叶之间的气动干扰机理进行了数值探讨;在此基础上,进行了2种桨叶片数、2种桨距及2种桨尖马赫数情况的旋翼悬停流场对比计算,模拟它们对旋翼气动性能和桨叶间气动干扰作用的影响,得到一些与工程实际吻合的现象和结论。     

旋翼布局对共轴刚性旋翼直升机气动特性影响研究

为研究旋翼布局对共轴刚性旋翼直升机气动特性的影响,建立了一种基于计算流体力学(CFD)技术的共轴刚性旋翼直升机全机气动干扰分析方法。通过某模型旋翼进行计算并与试验数据对比,验证了该方法的正确性。然后,针对旋翼间距、旋翼轴前倾角和桨毂中心相对直升机重心位置对共轴旋翼与旋翼/机身的气动特性进行了研究,分析了旋翼布局改变对共轴旋翼及旋翼/机身气动影响。结果表明：3个旋翼布局参数改变对悬停及前飞状态的气动特性均存在一定影响,其中旋翼轴前倾角影响明显;随旋翼轴前倾程度增加,悬停状态下轴向速度峰值与机身上表面相对压力峰值出现前移情况,前飞状态下桨毂中心后侧的轴向速度和机身上表面相对压力数值均有所减小。     

扇翼飞行器风扇叶片偏角影响数值分析

本文对扇翼飞行器二维机翼的风扇在不同偏角和不同转速下进行了数值模拟,针对数值计算的结果进行分析。升力系数和升阻比随着叶片偏角的增大而减小。来流速度为零时,叶片偏角小于8度时,升力系数随着转速的增大而增大,叶片偏角大于8度时,升力系数随着转速的增大而减小：阻力系数在数值模拟的偏角分为内,同一转速下,随着偏角的增大而增大。     

基于PIV技术的纵列式双旋翼尾迹特性实验研究

将现有单旋翼实验台进行改装,以适合于纵列式双旋翼的实验研究。基于PIV技术,针对悬停和前飞状态下的纵列式双旋翼时的桨尖涡特性进行了测量。通过改变前后旋翼的水平和轴向间距,调整两旋翼之间的重叠区域,研究了不同气动布局纵列式双旋翼干扰状态下的尾迹结构,并与单旋翼进行了对比。结果表明:悬停状态,随两旋翼纵向间距的增加,桨尖涡的轴向位移也逐渐增大,但桨尖涡径向位移并不是随纵向间距的改变而规律变化,在纵向间距为1.8R附近时最小;而双旋翼轴向间距的变化对桨尖涡的径向和轴向位移均有影响,但变化都不是很大。     

新型无尾联接翼布局气动特性研究

提出一种上下错开的无尾联接翼,即前翼或者后翼上反一定角度,使得前后翼垂直方向的相对距离从翼根处开始到翼梢处逐渐增大,以达到减小前后翼气动干扰的目的,搭接的小翼具有翼梢小翼作用,可有效减小诱导阻力。采用基于RANS方程的数值方法,研究了前后翼分别上反10°,20°和30°时对总体气动特性的影响,结果表明,当前翼上反且上反角为30°时其联接翼系统气动性能最佳。对该联接翼布局在Ma=0.85,0.95和1.20下进行了数值分析,结果表明,其升力系数变化较小,阻力系数在Ma0.85后才急剧增大,有应用于未来跨声速/超声速客机布局的潜力。     

鸭翼对盒式翼布局气动特性的影响研究

盒式翼布局带有前置鸭翼对飞机纵向力矩特性产生显著的影响。针对某盒式翼布局无人机,采用数值模拟方法研究鸭翼对盒式翼布局气动性能的影响,以及鸭翼安装角、鸭翼沿机身轴线的纵向位置和鸭翼面积对巡航状态下盒式翼布局气动性能的影响。结果表明:鸭翼可以提高盒式翼布局的最大升力系数和失速迎角,可以有效地调节纵向力矩,但是会使最大升阻比略微减小;在巡航迎角3°、巡航速度50m/s状态下,鸭翼安装角和鸭翼面积对盒式翼布局气动特性影响较大,而鸭翼纵向位置对盒式翼布局气动特性影响较小。综合考虑鸭翼的上述参数,可以显著提高盒式翼布局的气动性能。     

盒式机翼布局气动特性研究

采用基于S-A一方程湍流模型的雷诺平均法求解N-S方程,研究了盒式机翼布局前后翼几何参数对气动特性的影响规律,为盒式布局飞机气动设计提供参考。结果显示:随着前后翼垂直距离的增大,盒翼升力和升阻比均增大;增大前后翼的纵向距离,盒翼升力增加;盒翼气动性能对两翼纵向距离的敏感程度不及对两翼的垂直距离。