直升机急拉杆机动飞行仿真建模与验证

 针对直升机大机动飞行仿真,建立了一个非线性的飞行动力学模型,考虑了翼型非定常/动态失速、机动飞行引起的动态尾迹畸变、桨叶弹性变形效应和发动机动态特性。采用基于有限元分析的挥舞-摆振-扭转耦合的弹性桨叶模型,并利用一种新的数值方法将旋翼/机体耦合运动方程表示为显式形式,整个飞行动力学模型表示为状态空间格式。以UH-60A直升机在高速飞行条件下的急拉杆机动飞行为例进行仿真计算,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明,仿真结果与试验结果吻合,高速飞行条件下机体抬头过程中前行桨叶非定常气动载荷的计算误差是引起旋翼和机体运动仿真误差的主要原因。     

动态失速对直升机前飞平衡特性的影响研究

为研究动态失速对直升机平衡特性的影响,建立了直升机飞行动力学模型,翼型气动模型采用准定常静态失速模型和Leishman-Beddoes非定常动态失速模型,将UH-60A直升机的前飞平衡特性计算结果与飞行测试数据进行对比分析。结果表明,在0~80 kn飞行速度范围内,桨叶未发生动态失速;在80~160 kn飞行速度范围内,桨叶发生动态失速;与静态失速模型相比,采用动态失速模型计算得到的结果更接近于飞行测试数据。     

直升机旋翼桨-涡干扰状态非定常气弹载荷高精度预估

为准确计算直升机旋翼在复杂的桨-涡干扰(BVI)状态下的气弹载荷,在刚性旋翼计算流体力学方法中引入桨叶弹性变形的影响,建立了一套适合于弹性旋翼BVI状态气动特性分析的计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合方法.CFD模块对Reynolds averaged Navier-Stokes(RANS)/Euler方程进行求解,并采用双时间法推进和Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型.CSD模块采用中等变形梁假设的有限元模型,通过Newmark-Beta方法求解桨叶运动方程.通过代数变换方法进行桨叶网格变形,并建立一个适于流场/结构信息交换的CFD/CSD耦合方法.在分别验证CFD和CSD模块的有效性的基础上,开展UH-60A直升机旋翼的BVI 状态载荷分析,并与飞行测试数据进行了对比.计算结果表明:相比于旋翼综合分析中的升力线理论和刚性旋翼CFD方法,耦合的CFD/CSD方法可以更准确地预测BVI状态气弹载荷,并有效地模拟桨叶前行侧方位角和后行侧方位角附近的BVI现象,对BVI导致的升力波动幅值和相位的计算结果均与试验值吻合良好.      

求解直升机协调转弯状态的GA-SM配平与验证

为了能快速搜索到直升机定常飞行状态的最佳平衡点,在分析直升机飞行仿真系统模型的基础上,建立了满足配平问题的目标函数,提出了一种基于混合遗传算法的配平计算分析方法。旋翼气动模型集成了桨叶的挥舞运动、旋翼动态入流模型和非定常动态失速气动模型。以直升机整机动力学模型为基础,详细推导出协调转弯状态下的约束条件和配平控制量。以UH-60A直升机为研究对象,进行了协调转弯的全机配平计算,并与飞行试验数据进行了对比验证。结果表明:脚蹬配平值误差较大,造成误差的可能原因是尾桨倾斜的附加垂向力引起了纵向、横向和航向全耦合;其他配平结果与飞行试验数据吻合较好。     

直升机桨叶气动外形多目标优化设计

基于自由尾迹方法建立了直升机桨叶空气动力学分析模型,应用人工神经网络方法建立代理模型,采用改进的多目标遗传算法构建了优化框架,对直升机的悬停和大速度前飞状态进行优化.以悬停效率、旋翼等效升阻比及桨叶叶素的最大阻力系数为约束,对两个飞行状态的需用功率进行优化,得到了Pareto最优解集.并以UH-60A直升机的桨叶为算例,对其外形进行优化设计,优化结果表明,提出的桨叶气动外形多目标优化框架是有效可行的.      

桨叶分段线性扭转对旋翼性能的提升

为研究桨叶沿展向不同位置的负扭转对直升机旋翼性能的影响,以各向异性复合材料中等变形梁模型为基础建立旋翼性能计算模型,实现在不同速度前飞时直升机旋翼需用功率的预测。理论预测与试飞数据对比一致,验证了本文分析模型的有效性。以UH-60直升机为样例,按翼型将桨叶沿展向分为内、中、外3段,从迎角和升阻比分布入手研究各段负扭对旋翼需用功率的影响效果和机理。整体上,直升机前飞速度越高,桨叶负扭的影响越明显。其中,内段负扭对旋翼性能有负面影响,但影响较小;中段负扭对桨盘上气流环境的改善起决定性作用,高速前飞时可使旋翼需用功率降低10%以上;外段负扭有利于降低需用功率,作用效果一般。通过遍历法得到了一组分段线性桨叶扭转方案,在各飞行状态时都优于线性负扭方案。     

不同飞行状态下机体耦合桨叶的阵风响应分析

由阵风引起的动态载荷直接影响直升机的飞行品质和结构应力。为在详细设计阶段获得更加真实的直升机载荷信息,在时域中基于中等变形梁理论和非线性气动力模型建立了考虑机体和桨叶耦合效应的气动弹性模型。借助该模型对两种阵风下直升机悬停和前飞的飞行表现进行了考察,并将计算结果与孤立桨叶模型的计算结果进行了对比。在悬停状态下,当桨叶遭受向下的阵风,考虑耦合效应的模型和孤立桨叶模型中的桨根处剪切力以及桨盘的拉力系数均减小。且考虑机体耦合效应的模型计算数值小于孤立桨叶模型计算的数值。在前飞状态下,当模型添加阵风后,桨根剪切力增加,考虑机体耦合效应的桨盘升力系数减小。在前飞状态下,前进比为0.35的计算结果和前进比为0.2的计算结果不同。从计算结果来看,孤立桨叶模型计算结果偏保守。为获得更精确的阵风响应预测信息,必须考虑机体耦合效应。     

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。     

基于非惯性系的悬停状态旋翼CFD/CSD耦合气动分析

旨在提高先进旋翼气动特性的分析精度,在旋翼高精度CFD分析中耦合气动弹性效应,取代传统方法中的刚性桨叶假设,并考虑悬停状态旋翼流场准定常的特性,在非惯性坐标系下建立了一套适合于悬停状态旋翼气动特性计算的CFD/CSD耦合分析方法。旋翼气动载荷通过求解三维Navier-Stokes方程求得,空间离散及通量计算采用Jameson中心格式,时间方向则选用五步Runge-Kutta迭代求解,湍流模型采用B-L模型;基于Hamilton原理建立了描述旋翼弹性运动的非线性微分方程,针对旋翼悬停状态的工作特点,采用Raphson迭代方法求解获得旋翼桨叶的弹性变形量。在CFD/CSD耦合计算中,旋翼桨叶交接面载荷及变形信息通过CFD与CSD模块进行传递,同时为提高桨叶弹性变形后贴体网格生成的效率和质量,采用基于网格点坐标转换的网格变形方法。在CFD和CSD程序分别验证基础上,采用建立的旋翼CFD/CSD耦合分析方法计算了先进的UH-60A直升机旋翼的表面压强及气动载荷。计算结果表明,与刚性旋翼CFD模拟结果比较,本文建立的CFD/CSD耦合分析模型可以更准确地预估旋翼气动载荷和性能。     

基于Navier-Stokes方程的旋翼前飞状态气动特性数值模拟研究

建立了一个适用于旋翼前飞状态非定常流场和气动载荷计算的数值方法。在该方法中,控制方程为惯性坐标系下的三维非定常Navier-Stokes方程,空间方向上将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分分裂方法相结合。为较好地模拟流动分离,采用了一方程的Spalart-Allmaras湍流模型,时间方向则采用双时间法推进求解。为计入桨叶的旋转、周期性挥舞和变距运动,采用了运动嵌套网格方法。此外,为了更真实地反映旋翼桨叶的实际运动,发展了一个旋翼配平分析模型及求解方法。应用所建立的方法,首先计算了具有先进气动外形的四片桨叶的UH-60A直升机旋翼悬停状态的流场及气动性能,验证了该方法对悬停状态旋翼气动性能数值模拟的有效性。在此基础上,着重对Caradonna模型旋翼无升力前飞状态和AH-1G直升机旋翼桨-涡干扰前飞状态的气动特性(表面压强分布、扭矩、气动载荷)进行了计算,数值结果和试验值吻合良好,表明本文建立的CFD方法对旋翼前飞状态流场的模拟和气动载荷的计算是有效的。     

电控旋翼直升机飞行动力学建模与配平特性研究

首先基于Peters He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型.在此基础上,结合机身、尾桨、尾面的气动力模型,建立了完整的电控旋翼直升机飞行动力学分析模型.以Z-11直升机为基准改造为电控旋翼直升机作为算例,计算了前飞状态下电控旋翼直升机的诱导速度分布和桨盘迎角分布,对比了电控旋翼与常规旋翼的气动特性差异;在此基础上,进一步分析了电控旋翼直升机的配平特性随前飞速度的变化规律以及与常规直升机的差异.     

黑鹰直升机旋翼桨叶防/除冰系统研究

旋翼系统是直升机的关键动部件之一,旋翼桨叶结冰会降低直升机性能,危及飞行安全。为了使直升机具备全天候飞行能力,有必要在直升机上安装旋翼桨叶防/除冰系统。黑鹰直升机上装备的电热防除冰系统是美国西科斯基公司最早开发的比较成功的一款旋翼防/除冰系统。详细介绍黑鹰直升机旋翼防/除冰系统的发展历程和设计特点,对比了UH-60A和UH-60M直升机上防/除冰系统的异同。     

变转速旋翼气动特性分析及试验研究

直升机旋翼以固定不变的转速工作,仅能使有限状态的旋翼效率达到最优,而通过旋翼转速的变化,可以实现不同飞行状态下的旋翼效率最优.为了研究不同旋翼转速时的旋翼气动特性,首先建立了适合旋翼在低转速飞行情况下的气动特性分析模型,该模型包含了Leishman-Beddoes非定常动态失速模型与适合于低马赫数(Ma＜0.3)分析的Sheng失速修正模型;其次,在低速风洞2.5m旋翼模型试验台上试验研究了模型旋翼的悬停效率及前飞需用功率与旋翼转速之间的关系.试验与计算结果的对比表明:所建立的气动分析模型能够准确地计算旋翼在低转速情况下的气动特性;通过优化旋翼转速,增大了桨叶剖面迎角,提高了桨叶剖面的升阻比;并且当旋翼以最优转速旋转时,模型旋翼的悬停效率最大可以提高32％,前飞需用功率最大可以降低22％.     

基于角运动入流模型的旋翼俯仰状态气动响应计算

利用旋翼弯曲涡管理论模型,并计人涡核修正影响,发展了一个计算角运动对旋翼人流影响的分析方法,并通过该方法计算的旋翼人流分布与实验结果的对比,验证方法的有效性,然后计算了直升机在悬停和前飞时俯仰率对旋翼入流的影响.针对机动飞行时的尾迹畸变效应,对Pitt-Peters动态人流模型进行了增广,并建立了动态的尾迹畸变模型以考虑机动飞行时的尾迹滞后效应,推导了旋翼有角运动时的桨叶挥舞运动方程,并给出了旋翼的平衡分析模型.结合增广的人流模型、尾迹畸变模型、桨叶挥舞运动模型和旋翼平衡分析模型,建立了一个旋翼有角运动时的动态气动响应分析方法,并应用该方法分析了模型旋翼在机动俯仰状态下的旋翼动态挥舞响应和气动力响应.     

旋翼气动特性分析及直升机配平计算

以UH-60A直升机为例,建立了适合用于准确细致地描述旋翼气动特性和直升机配平的旋翼气动模型。分别将动量理论模型和该旋翼气动模型代入直升机全机飞行动力学模型中，对算例直升机进行了配平，并与试飞数据和参考模型结果进行了对比，验证了该模型有效且精度更好。在此基础上，分析了不同前进比桨盘诱导速度、迎角和升阻比的分布。结果表明:随着前飞速度增加，诱导速度分布更加不对称，桨盘侧倾加剧；大速度前飞时后行桨叶气流分离区域变大，在反流区内外迎角分布将发生突变；由于空气压缩性和反流区作用，大速度前飞时前行桨叶桨尖处与反流区内升阻比较低。      

美国陆军将改型UH-60直升机

美国国防部已同意西科斯基公司开始进行新的UH-60M 直升机低速生产计划,这些直升机将在陆军服役,首批生产22架,在2006财政年度前共生产40架。UH-60M 直升机引进了新的桨叶弦长更长的复合材料大梁旋翼,它将比目前的 UH-60L 桨叶增大227 kg 升力,改进后的通用电气公司 T700-GE-701D 型发动机将提供更大的功率。新的玻璃座舱中包括多功能显示装置,含飞行数据的综合化状态管理系统,座舱语音记录器,惯性导航系统和改进     

带后缘小翼的旋翼振动载荷计算

建立了考虑弹性桨叶、刚性小翼的旋翼气动弹性分析模型和旋翼载荷计算方法.以广义质量和广义力的形式描述小翼惯性力和气动力对系统的影响,以非定常/动态失速模型计算剖面气动力,结合基于实验数据修正的组合气动模型计算带小翼部分的剖面气动力,集成大变形桨叶模型考虑弹性变形的非线性,以力积分法计算桨叶剖面振动载荷.通过计算分析与实验结果相比较,验证了建立的气动弹性模型和载荷计算方法.结果表明:建立的桨叶结构模型精度很高,气弹模型能够准确预测旋翼的振动载荷,挥舞弯矩平均误差控制在9.1%,使用修正的小翼气动模型能有效提高小翼运动时桨叶振动载荷的计算精度.      

应用时间精确自由尾迹方法的桨叶总距突增响应特性分析

直升机旋翼的气动特性对总距操纵输入的动态响应具有复杂的非定常特性。文中结合尾迹模型、PC2B算法、桨叶气动模型、挥舞动力学模型、非定常翼型模型和旋翼平衡模型,建立了一个时间精确旋翼自由尾迹和气动特性分析方法。利用该方法,首先,计算了前飞时旋翼入流分布,以及悬停状态桨叶总距增加时拉力系数的变化,通过计算值与实验值的对比,验证了方法的有效性;然后,利用该方法对模型旋翼在悬停和前飞状态桨叶总距阶跃突增时的拉力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和挥舞锥度角变化的时间历程进行了计算分析,得出了一些新的结论。     

小型共轴式直升机旋翼桨叶铰链力矩研究

从工程实际出发,建立了共轴双旋翼直升机桨叶铰链力矩计算模型.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;引入干扰因子到Pitt-Peters动态入流模型,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;从桨叶的挥舞动力学模型出发,利用四阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解,并利用模态叠加法计算桨叶的挥舞向变形.最后,通过对在研共轴直升机的计算得知,上下旋翼桨叶铰链力矩虽然在分量上有所差异,但是总的铰链力矩基本相同;中高速飞行时,上下旋翼桨叶铰链力矩在下倾斜盘累积成为使下倾斜盘前倾的力矩.      

基于ADS-33的直升机-吊挂悬停飞行品质分析

以UH-60直升机为对象,研究直升机-吊挂系统悬停时的飞行品质。对样例直升机进行配平、稳定性验证,计算结果与参考数据吻合较好,证明模型可用。分别考虑吊挂物质量、吊挂绳索长度和绳索柔性对悬停状态下直升机、横纵向飞行品质的影响。结果表明:吊挂物质量增加,系统横向飞行品质变差;吊挂绳索长度的影响可以忽略;绳索柔性的引入会降低系统的飞行品质,增大驾驶员诱发振荡出现的概率。