共轴式直升机桨毂阻力特性与减阻试验

共轴式直升机桨毂阻力占全机废阻的50%以上,因此有必要对桨毂阻力特性和减阻设计进行研究。 通过对某共轴式直升机桨毂模型、减阻方案及减阻方案加装涡流发生器进行风洞试验,研究轴式直升机桨毂的 阻力特性,验证减阻方案及减阻方案加装涡流发生器的减阻效果。结果表明:桨毂支臂方位角、转速和攻角变 化对桨毂及其减阻方案的阻力影响很小;上下桨毂整流罩与中间轴整流罩之间的缝隙对阻力影响比较大;减阻 方案可以降低约33%的桨毂阻力,而加装涡流发生器的减阻效果并不明显。     

直升机桨毂减阻设计进展

针对直升机桨毂部分,系统介绍了气动减阻设计的进展情况,包括常规主旋翼、共轴式双旋翼和无人直升机旋翼桨毂的减阻设计方案。常规单旋翼直升机上主要采用整流帽进行桨毂减阻,共轴式双旋翼桨毂分别采用钝椭圆柱和翼型截面柱体整流罩对上、下桨毂和旋翼轴进行减阻,无人直升机的桨毂减阻设计方案与有人直升机类似。在风洞试验和数值计算研究中,通常会对影响减阻效果的整流罩设计参数和组合方式进行研究。目前,直升机桨毂减阻设计与应用还面临很多困难,需要综合考虑设计制造、部件干涉以及整流罩位置控制等问题。     

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。     

共轴刚性旋翼高速直升机配平及旋翼系统气动特性研究

以类S97构型的高速直升机为研究对象,通过全机平衡方程的建立,开展共轴双旋翼、尾部推进桨的气动特性研究,着重分析了不同前进比下转速变化对拉力/推力、功率的影响,研究其气动环境与常规直升机的差异,并从全机角度出发,进行共轴双旋翼、尾部推进桨的功率占比分析,研究旋翼转速、飞行速度、需用功率之间的内在关系,得到了高速直升机气动特性的基本规律以及影响其气动效率的一些因素。     

共轴双旋翼桨毂减阻初步分析研究

基于CFD方法对不同构型的共轴刚性双旋翼桨毂阻力特性进行了对比分析研究,得出了桨毂气动阻力随不同曲线构型桨毂整流罩和不同构型连接轴整流罩的变化规律,建立了共轴双旋翼桨毂气动减阻方法.分析结果表明：构型3（钝椭圆＋翼型形状）的桨毂阻力比构型2（钝椭圆＋圆柱形）的桨毂阻力减小19％,构形3（钝椭圆＋翼型形状）桨毂阻力比构型1（尖椭圆＋圆柱形）桨毂阻力减小30％,构型3（钝椭圆＋翼型形状）为最佳减阻构型.     

多片后缘小翼对直升机旋翼桨叶动态失速及桨毂振动载荷的控制

 减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-Leishman二维亚声速非定常气动模型计算。采用伽辽金和数值积分相结合的方法求解旋翼系统的气弹响应。建立了有效的多片后缘小翼控制策略和控制方法,分析了3片后缘小翼的运动规律及对后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制效果,结果表明利用多片小翼的运动是控制桨叶动态失速和桨毂振动载荷的有效方法。     

共轴式直升机旋翼气动干扰对航向操纵的影响

利用共轴式旋翼风洞实验结果，结合轻型共轴式直升机M16飞行中的现象，分析了上下旋翼气动干扰对共轴式直升机过渡飞行中航向操纵的影响。介绍了直升机由悬停转入垂直上升、平飞中加减速和转入爬升与下滑等过程中，由于上下旋翼干扰发生了变化，使直升机航向发生偏转后飞机的反应情况，以及在这种情况下应进行的相应操纵。所得结果对研究共轴式直升机的操稳特性有重要意义。     

总距突增时共轴式直升机瞬态操纵响应分析

从共轴双旋翼直升机的工程实际出发,建立了共轴式直升机上下旋翼非定常气动特性的计算模型.引入Leishman-Beddoes指数函数的半经验公式,建立了二维翼型非定常气动模型;分别从固定尾迹和自由尾迹,引入干扰因子到动态入流三种方法出发,建立了反映共轴双旋翼直升机上下旋翼气动干扰的诱导速度模型;从跷跷板式旋翼的挥舞动力学方程出发,利用4阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解.通过计算分析,得到了悬停和前飞状态,总距突增时上下旋翼升力的动态响应特性,以及总距突增时上下旋翼桨叶铰链力矩的响应特性.      

共轴式直升机双旋翼载荷计算模型研究

理论计算和实验测量表明,共轴式直升机在悬停、前飞状态下,上下旋翼桨盘处轴向诱导速度分布与单旋翼直升机的相类似,本文根据共轴式直升机双旋翼这一特点,引入气动力相互干扰因子,将单旋翼直升机一阶谐波形式的Pitt-Peters静态非均匀入流模型推广到共轴式直升机,建立了一种共轴双旋翼载荷计算模型,为共轴式直升机飞行动力学建模作前期准备。以某共轴双旋翼为研究对象进行载荷计算,并与国外计算结果进行了对比,两者吻合较好。      

基于涡环尾迹模型的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模

共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现：该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现：共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性叠加而造成的。     

共轴式双旋翼悬停流场的水洞PIV测量

采用粒子图像测速(PIV)技术,对共轴式双旋翼在悬停状态下的流场进行水洞实验,测量得到旋翼流场的涡量和速度分布,桨尖涡的结构和脱落轨迹等直观整体的图像,研究了共轴式双旋翼悬停流场的气动干扰特性.为了比较,对单旋翼也进行测量.实验结果为直升机的气动计算和合理设计提供了可靠的实验依据.      

基于自由尾迹和升力面方法的双旋翼悬停气动干扰计算

建立了一个同时适合于共轴式、横列式及纵列式直升机双旋翼气动干扰分析的计算方法。在该方法中,为更好地模拟气动干扰特性及桨尖三维效应,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。通过旋翼下洗速度的计算值与可得到的实验值对比,验证了计算方法的有效性。应用该方法,以横列、共轴、纵列式双旋翼为例,分别计算了悬停状态双旋翼的尾迹特性及诱导速度变化,给出了部分尾迹边界,并对计算结果进行了分析。最后,给出了几点结论。     

高速直升机共轴刚性旋翼悬停气动特性的参数影响研究

共轴刚性旋翼是未来高速直升机的重要发展方向，开展气动特性参数影响研究具有重要的实际指导意义。基于计算流体力学（CFD）技术，本文建立了一个计入配平分析的共轴刚性旋翼气动特性计算方法。在该方法中，采用NavierStokes方程为控制方程，使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散，选取隐式LU-SGS格式进行时间推进，湍流模型则为Spalart-Allmaras(S-A)模型，上下旋翼间的流场信息交换采用运动嵌套网格方法实现；通过Newton-Rhapson迭代方法求解旋翼操纵增量，可实现共轴刚性旋翼的有效配平。然后，应用所建立的方法，开展了共轴刚性旋翼悬停状态下的气动性能计算，着重分析了上下旋翼间距尤其是桨叶气动外形参数对共轴刚性旋翼气动特性的影响。结果表明，负扭转可以提高共轴刚性旋翼悬停效率，但与负扭转分布相比，采用正扭转分布，会降低共轴刚性旋翼悬停效率。     

共轴式直升机的气动特性、操稳特性与机动性分析

从气动布局与气动特性入手,对比了共轴式直升机与单旋翼直升机的悬停、垂直飞行及前飞性能,分析了共轴式直升机的气动布局与操稳特性对其机动能力的影响,最后介绍了共轴式直升机两种特殊机动动作.     

开式转子发动机计算模型及调节研究

目前先进的开式转子发动机多采用变桨距、双排共轴对转桨作为推进部件。采用双排桨的气动计算方法,根据单排桨特性图计算对应的双排对转桨特性图,验证对转桨性能计算模型。在双轴涡轮喷气发动机计算模型的基础上,添加动力涡轮、行星差动齿轮和双排对转桨,组成开式转子发动机计算模型。采用该模型研究了开式转子发动机的调节计划,对比了等转速和等叶尖速度调节的不同,以及对开式转子发动机高度速度特性的影响,并使用美国PROOSIS模型对计算结果进行验证。结果表明：开式转子发动机模型计算精度较高,可较准确地研究不同设计参数和调节规律下发动机的总体性能,其中固定桨扇叶尖速度的调节计划在较低飞行速度下具有高推力、低油耗的优点,可以获得较好的全包线性能。     

伺服小翼对小型共轴式直升机操稳特性的影响

运用经典的叶素法和一阶谐波理论,推导了计入气动干扰的伺服小翼挥舞动力学方程,建立了带有伺服小翼的小型共轴式直升机飞行动力学模型,以在研的某小型共轴式无人直升机为研究对象,通过数值法计算了该型直升机的稳定性导数和操纵导数。结合直升机的飞行试验,分析了不同安装形式的伺服小翼对小型共轴式直升机的稳定性和操纵性的影响。研究表明:伺服小翼对小型共轴式直升机的稳定性和操纵性有较大的影响,不同安装形式的伺服小翼对直升机的影响不同,其中采用上旋翼加装伺服小翼的直升机操稳特性较好。     

直升机桨毂静态RCS减缩研究

在常用的雷达波频率范围内,军用直升机桨毂系统具有数平方米～数十平方米水平的雷达散射截面,不满足隐身要求。采用具有全反射性能的桨毂整流罩对某共轴式直升机桨毂系统进行屏蔽,在S、C、X、Ku波段,HH和VV极化,仰角-30°～30°范围,使其RCS峰值降低到-10dBm2以下,RCS均值在-11～-18dBm2之间,而对直升机升力影响很小,碳纤维复合材料桨毂整流罩重量约为70kg。     

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。      

共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型研究

 在讨论共轴双旋翼气动干扰模型的基础上,建立了一种共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型。以某型共轴式直升机为样例机,在定直水平飞行条件下进行配平计算,并与国外计算结果作了对比分析,两者基本一致。给出了共轴式直升机在不同操纵输入下的动态响应数值模拟结果。仿真计算表明,所建模型能够刻画共轴式直升机运动的基本特征。     

操纵策略对高速直升机前飞性能的影响分析

针对共轴刚性旋翼高速直升机的操纵冗余问题，开展基于旋翼/推力桨气动力分配的操纵策略研究，并分析其对飞行性能的影响。首先，基于动量-叶素理论与尾迹叠加模型发展了共轴刚性旋翼和推力桨的气动模型，并采用动量源方法建立计入旋翼干扰的机身气动力CFD计算模型。其次，根据所建立的各部件气动载荷求解方法，构建高速前飞状态全机操纵与姿态配平方法。最后，分析旋翼/推力桨不同气动力分配的操纵策略对高速直升机飞行性能的影响规律。研究发现，直升机在巡航高度高速飞行时，旋翼提供部分牵引力可以有效增大高速直升机的最大前飞速度，而操纵策略改变对斜爬升率影响不大。