悬停和前飞状态下旋翼在导弹发射线上的诱导影响计算

应用自由尾迹方法和旋翼配平模型,建立了一个悬停和前飞状态旋翼在导弹发射线上的诱导速度计算模型.基于该模型,以AH-1G直升机缩比模型为算例,计算了悬停和低速前飞状态导弹在发射线上受到的气流诱导影响,并通过与可得到的试验结果对比验证了计算方法的有效性;以Z-9直升机为算例,计算了悬停和前飞时的旋翼尾迹边界,分析了导弹在发射线上受到的下洗影响随直升机前进比的变化规律,表明了在大于某一前进比后,旋翼下洗流场对导弹发射线的诱导影响很小.     

高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性分析

研究双拉力螺旋桨复合式高速直升机的气动特性可以为高速直升机的设计及气动优化提供参考。基 于动量源方法构建针对双拉力螺旋桨复合式高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性数值计算及分析方法;对 孤立旋翼、旋翼/机身干扰进行算例验证;应用所构建的方法对双拉力螺旋桨高速复合式直升机悬停及前飞状 态的干扰流场进行数值模拟,分析机身对悬停流场影响及不同前飞速度旋翼/螺旋桨/机身干扰特性。结果表 明:悬停时机身对气流的阻塞作用降低了旋翼的升力,螺旋桨对旋翼下洗气流的加速作用使旋翼升力提高;低 速前飞时旋翼/螺旋桨/机身干扰较大,主要体现在旋翼下洗流造成螺旋桨滑流偏折以及机翼上表面压力分布 增大,高速前飞时这种干扰较小。     

基于自由尾迹和升力面方法的四旋翼气动干扰分析

为研究悬停与小速度前飞状态下四旋翼直升机四副旋翼之间的气动干扰,建立了一种适用于多个旋翼气动干扰分析的计算方法。该方法桨叶模型采用升力面/涡格法,尾迹使用畸变的自由尾迹模型。然后,计算单旋翼与纵列式旋翼的气动性能,并与试验值对比,以验证方法的有效性。最后,将配平的四副旋翼置入同一流场,来自其他旋翼的干扰会改变四副旋翼的力和力矩,计算了这些力和力矩的变化并对计算结果进行了分析。结果表明:在悬停和小速度前飞时,由于干扰,四旋翼前方的两副旋翼拉力增加、功率减小,后方的两副旋翼在距离前方旋翼尾迹较近时拉力减小,功率增加。     

悬停和前飞状态倾转旋翼机的旋翼自由尾迹计算方法

将倾转旋翼机的旋翼尾迹问题区分为二类,即悬停和前飞等状态的定常尾迹以及过渡飞行状态的非定常尾迹.基于Weissinger-L升力面理论和卷起桨尖涡模型,建立了一个悬停和前飞状态的倾转旋翼自由尾迹分析方法.该方法不仅适合于单旋翼尾迹计算,也适用于双旋翼尾迹分析.分别以ATB旋翼和缩比的V-22旋翼为算例,计算了悬停状态的旋翼自由尾迹和诱导速度,并与可得到的试验数据进行了对比,验证了该方法的有效性.本文也对双旋翼的干扰尾迹进行了计算,表明了悬停和前飞状态不同的尾迹干扰影响.     

倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰的试验研究

在模型旋翼台和风洞中,针对倾转旋翼机旋翼/机翼的两个主要干扰状态(悬停和低速前飞)进行了试验,分别测量了悬停状态不同机翼安装角和旋翼总距角、前飞状态不同机翼安装角和吹风速度等试验条件下的倾转旋翼拉力、扭矩以及机翼上下表面压力分布,并对试验结果进行了分析,得出了一些有意义的结论,为进一步研究倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰的特性问题做了些探索性的工作.     

基于黏性涡粒子和非定常面元法耦合的倾转四旋翼飞行器气动干扰研究

为研究倾转四旋翼飞行器复杂的气动干扰问题，首先基于黏性涡粒子和非定常面元法建立了倾转四旋翼飞行器干扰流场的数值计算方法，并验证了该方法的有效性；其次，根据建立的方法对悬停和前飞状态下的气动特性和干扰情况进行了计算和分析；最后，针对干扰情况对倾转四旋翼的气动布局进行了部分优化设计。结果表明：悬停时的干扰主要来自旋翼下洗流对机翼作用产生的向下载荷，占旋翼拉力的25.3%;前飞时的干扰主要表现为旋翼尾流对机翼“增阻”作用，致使全机升阻比降低13.2%,增加前后旋翼的横向间距能使前飞时后旋翼的拉力和效率分别提升13.5%和4.2%,全机的升阻比提高3.1%;旋翼下方机翼后缘向下偏转的布局能使悬停时机翼受到的向下载荷减小40.7%。     

悬停共轴双旋翼干扰流动数值模拟

基于非结构动态嵌套网格方法,通过求解三维非定常Euler方程对悬停共轴双旋翼直升机的复杂流场进行了数值模拟研究.双旋翼之间的干扰使得两者的拉力性能下降,上旋翼对下旋翼的干扰程度远大于下旋翼对上旋翼的影响程度.下旋翼处的下洗速度比单旋翼的要大得多,而上旋翼的下洗速度比单旋翼的略大一些,几乎相同.桨叶总星巨角增加,则下洗速...     

共轴刚性旋翼直升机与单旋翼直升机操稳特性对比研究

为研究共轴刚性旋翼直升机与传统单旋翼直升机飞行动力学特性的差异,分别针对两种构型的直升机建立了飞行动力学模型。根据全机平衡方程进行了不同飞行速度下两种构型直升机的配平特性验证计算;依据“小扰动”假设建立了线化运动方程组,对悬停及前飞状态下的样例直升机进行了操稳特性的对比计算与分析。结果表明:两种构型样例直升机在操稳特性总体表现较为相似。在稳定性表现上,单旋翼构型直升机的非周期模态、螺旋模态及前飞时的操纵性能均优于共轴刚性旋翼构型直升机;不同于单旋翼构型,悬停及前飞状态下共轴刚性旋翼直升机的滚转与偏航操纵性能均变差。     

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。     

翼型气动特性对高原环境旋翼气动性能影响研究

以HARTⅡ模型旋翼为研究对象,开展了高原环境下翼型气动特性对旋翼气动性能影响的研究。首先,基于CAMRADⅡ综合分析软件,采用自由尾迹模型建立适合于HARTⅡ旋翼的气动计算模型,并采用相关试验数据进行了计算验证。在此基础上,针对悬停和前飞状态开展了计算研究,分析了不同飞行速度和海拔高度下剖面翼型气动环境对直升机旋翼性能的影响规律。计算结果表明,高原环境悬停效率受翼型本身阻力特性的影响在大拉力系数下下降更快;高原环境旋翼升阻比曲线受剖面翼型工作迎角和马赫数的影响在平原环境升阻比曲线之下;高海拔大前进比时,桨叶尖端区域剖面翼型前行侧的来流马赫数超出阻力发散马赫数,受空气压缩性影响,旋翼性能降低。     

共轴式双旋翼流动的 N-S 方程模拟

通过数值求解带有动量源项的三维不可压缩N-S方程,模拟了共轴式双旋翼的流动。通过与单旋翼流场的下洗速度分布的比较,探讨了两旋翼间相互干扰的特性,并讨论了双旋翼的旋翼间距、前进比及桨根安装角等参数对流动的影响。     

地面效应中前飞旋翼的自由尾迹计算

发展了一种自由尾迹模型,用于对地面效应状态下的旋翼前飞流场进行数值模拟,并求解该状态下的旋翼气动特性.为了扩大模型的适用范围,使用了面元法模拟地面对流场的影响.为提高尾迹迭代的收敛性和精度,在计算模型中引入了地下尾迹等比例修正、环式地面面元分布等改进措施.结果显示:前进比增加,地面附近的旋翼流场由环流模式转变为地面涡模式.在前飞速度很小时出现的环流,对旋翼前缘的轴向下洗速度影响十分强烈,导致此时出现随前进比增加,旋翼拉力减小、需用功率几乎不变的特殊现象.将得到的旋翼气动特性参数随前进比变化情况同实验值进行了对比,证实了新构建模型的准确性.      

旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响

为研究旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,建立了基于自由尾迹法和2阶升力线法的共轴双旋翼气动模型,分别计算和分析了共轴双旋翼的旋翼翼型、上下旋翼半径之比、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比等参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,最后基于分析结果综合优化了悬停状态下各旋翼的几何参数.结果表明:旋翼翼型、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比对共轴双旋翼悬停性能有一定的影响,上下旋翼间距对其影响较小,综合优化旋翼在拉力系数为0.01时与基准旋翼相比,扭矩系数降低10.5%,悬停效率提高9.5%.     

直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第二部分 桨盘载荷的影响

采用等效盘模型与全三维黏性仿真相结合的方法,对旋翼下洗流干扰下直升机/粒子分离器的一体化流场特性进行了仿真研究.验证了ROBIN(rotor body interaction)模型,对类“阿帕奇”直升机/粒子分离器进行了大、小前进比时不同桨盘载荷下的一体化流场特性仿真,并对比了一体化条件、孤立条件下粒子分离器工作特性差异.结果表明:小前进比时下洗流对粒子分离器进口的分离流结构影响较大,且下洗流携带动能的叠加使得一体化条件下扫气流出口的总压损失反而比独立粒子分离器低;较大前进比状态下,下洗流干扰使得齿轮箱外罩鼓包后的分离区位置向两侧偏移,范围相比无桨盘载荷状态有所扩大,不过其对粒子分离器气动性能参数的影响并不明显.      

升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响

为了分析升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响，建立了基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学方法进行共轴旋翼流场求解，采用嵌套网格方法模拟桨叶运动，采用双时间方法进行时间推进。针对不同升力偏置状态，采用基于"差量法"的共轴旋翼高效配平策略进行操纵量配平。通过对Harrington-1旋翼性能的计算，验证了方法的有效性。对比计算了共轴刚性旋翼在不同前进比和升力偏置量下的气动性能和流场特征，结果表明：双旋翼操纵量在小前进比状态有明显差别，在大前进比状态基本一致；在相同拉力状态，随着升力偏置量的增大，共轴旋翼升阻比先升高后降低，其阻力却不断增大，不同前进比状态的最大升阻比对应的升力偏置量不同；双旋翼相遇时桨叶拉力出现脉冲式波动，由于流场被前行桨叶所主导，因此后行桨叶拉力波动幅值更大，且波动幅值随升力偏置量的增加而增大。     

共轴刚性旋翼悬停状态地面效应气动特性

为了研究地面效应下共轴刚性旋翼的气动特性，建立了一套基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法，采用运动嵌套网格模拟双旋翼的反转运动。地面采用无滑移边界条件，并对旋翼和地面附近的网格进行加密，以更好地捕捉旋翼的流场细节和尾迹特征。计算结果与Lynx尾桨试验结果进行对比，验证了所建立方法的有效性。对地面效应下共轴刚性旋翼的气动性能和流场进行分析，结果发现：相对于单独的上下旋翼而言，共轴旋翼地面效应下的拉力增益更大，这是由于上下旋翼桨叶表面的压强干扰受地面高压的影响而减弱；地面的干扰主要影响双旋翼尾迹的径向位置，对其轴向位置影响不大，上下旋翼尾迹在地面附近相互融合、分裂，形成复杂的桨尖涡尾迹；双旋翼在地效下的尾迹径向扩张半径比单旋翼大，这是由于双旋翼的径向射流速度更大；随着旋翼距地面高度的增加，双旋翼间的气动干扰强度逐渐恢复，因此下旋翼拉力增益的下降速度比上旋翼更大；共轴旋翼桨尖涡相对卷起高度和扩张半径均随离地高度增加而减小。     

直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响

为摸索直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响规律并揭示其机理,首先建立能够考虑2阶谐波桨距控制影响的旋翼气动力模型,进一步建立相应的直升机飞行动力学模型,将旋翼需用功率作为性能评估的依据,在全机配平状态下开展2阶谐波桨距控制对旋翼性能的影响研究.对于样例直升机,前进比为0.2时,施加任何2阶谐波桨距控制均使旋翼需用功率增加;前进比为0.35时,施加幅值为1.5°、初相位为90°的2阶谐波桨距控制使旋翼需用功率降低约5%.通过分析样例直升机桨盘平面迎角分布和阻力系数分布,总结出利用2阶谐波桨距控制提升旋翼性能的物理本质:当直升机处于高速、大载荷飞行状态时,施加适当的2阶谐波桨距控制可以改善桨盘平面迎角分布,推迟后行边桨叶失速,从而降低旋翼需用功率,有效提升旋翼性能.