直升机旋翼/机身非定常气动干扰数值分析

基于非定常面元/时间步进全展自由尾迹建立了旋翼/机身非定常气动干扰分析方法。方法中耦合了非定常面元法和时间步进自由尾迹,以准确模拟旋翼非定常气动力、旋翼尾迹及桨叶对机身的非定常干扰效应。为模拟前飞状态下具有升力的机身,将机身离散为汇/偶极子面元,并采用涡线镜像法模拟旋翼尾迹靠近机身表面产生的加速效应。通过计算前飞状态的Maryland、ROBIN(Rotor Body INteraction)旋翼/机身干扰下的非定常压力分布,并与可得到的实验值、CFD计算结果对比,验证方法的准确性。随后分析前飞速度、旋翼与机身距离对旋翼/机身非定气动干扰的影响。计算结果表明机身头部和中部非定常压力主要受桨叶的通过性影响,而机身尾梁主要受尾迹/机身干扰影响,机身非定常气动力频率为桨叶片数的倍频。随前飞速度的增加,机身非定常压力幅值增加,尾梁压力幅值先增加后减小;增加旋翼与机身距离将减小机身和尾梁非定常压力幅值。     

基于WENO-分段线性格式的直升机流场数值模拟

发展了一套适合于格心格式求解器的基于加权本质无振荡(WENO)-分段线性格式的旋翼/机身气动干扰高精度CFD计算方法。应用该方法对多种旋翼/机身组合模型前飞算例进行了数值模拟,计算得到的机身表面压力系数分布与实验结果吻合良好,说明了该方法对旋翼/机身气动干扰研究的有效性。之后进一步将该方法应用到悬停状态的X3构型复合式高速直升机旋翼/机翼/螺旋桨组合模型的复杂流场模拟中,并与悬停状态孤立旋翼和旋翼/机翼组合模型的流场进行了对比。研究发现:机翼对旋翼下洗流起阻滞作用,引起机翼下方不规则流动,且螺旋桨滑流与旋翼下洗流会相互干扰产生一定的偏折,旋翼下洗流速度更大,螺旋桨滑流会产生明显的向下偏折。      

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。     

基于模型试验的旋翼／机身气动干扰经验算式

试验研究了直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。试验结果证实机身阻力与旋翼前进比和桨盘载荷变化密切相关,机身升力和俯爷力相矩的大小与旋翼桨盘载荷关系更大。通过对试验数据的初步分析,确定机射受旋翼尾流影响的气动干扰算式结构,利用最小二乘原理建立了简单有效的直升机机身在旋翼尾流干扰下的气动力算式,该算法可直接用于直升机气动设计和实时仿真模型中。     

直升机旋翼/机身耦合系统模型导纳的测试研究

直升机旋翼和机身子系统以及其耦合系统的导纳是用动柔度匹配法确定直升机旋翼 /机身耦合系统固有频率必要的数据 ,我们已推导了它们的分析表达式 ,为验证分析表达式的可用性 ,须进行试验测试与研究。由于旋翼的转动 ,给实测带来困难 ,作为起步 ,从模型试验开始。本文介绍旋翼 /机身耦合系统模型及其子系统的导纳的测试方案、试验程序 ,综述以作者自行设计的旋翼 /机身耦合系统模型进行试验所得到的结果及其与理论计算结果的比较。结果表明 ,测试方案与试验方法是可行的 ,理论分析计算公式是正确的     

旋转机翼飞机旋翼/机身干扰流场数值计算分析

基于动量源方法,建立了旋转机翼飞机的旋翼/机身组合流场的数值模拟方法.首先通过Caradonna-Tung旋翼算例计算,验证了本方法的有效性;然后采用该方法对某旋转机翼飞机的悬停及低速前飞状态下的旋翼/机身干扰流场特性进行了详细的计算与分析.结果表明,该方法能够用于计算旋翼与机身的干扰流场,为旋转机翼飞机的设计提供了参考.     

基于动量源方法的直升机旋翼/机身流场数值模拟

建立了一套基于动量源方法的直升机旋翼/机身流场数值模拟方法.将旋翼对流场的作用以动量源项的形式代表,建立了一个包含动量源项的CFD方法.针对直升机旋翼/机身流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,采用了一种混合网格生成方法.通过结合旋翼桨叶的运动方式、几何特征及气动特性,建立一个包含动量源项的N-S方程的旋翼流场计算方法和迭代流程,并采用该方法进行直升机旋翼、机身和旋翼/机身下洗流场的数值模拟,得到了关于旋翼/机身干扰流场的一些有意义的结论.     

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。     

直升机旋翼对机身气动干扰的计算

基于旋翼自由尾迹模型和三维机身源面元模型，建立了一个全耦合的旋翼／机身气动干扰迭代计算方法。为正确模拟旋翼桨尖涡与机身表面间的大定常贴近干扰，采用了一个“分析数值匹配法”的“贴近涡／面干扰模型”。应用该计算方法，分别计算了旋翼干扰状态下的机身表面点的非定常压强分布和机身的非定常气动升力，俯仰力矩随前进比的变化，以及干扰前后的机身定常压强分布。计算表明，机身上由于旋翼的干扰引起的非定常气动载荷呈现出与旋翼相同的周期性。然后，对比了本“贴近涡面干扰模型”和先前“截断涡线模型”对干扰计算的影响，表明了前对计算结果的重要改进。     

基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼/机身干扰流场分析

针对纵列式双旋翼桨叶的几何特征、运动方式及气动特性,建立了基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼/机身组合流场的数值模拟方法,该方法中采用的非结构网格能综合考虑双旋翼/机身干扰流场特点且满足动量源计算网格要求。通过算例的计算值与试验值的对比,验证了本文方法的有效性,然后采用该方法分析了悬停及前飞状态下纵列式直升机的双旋翼/机身干扰流场特性。     

直升机旋翼功率传递系数确定方法

阐明了在现有的直升机性能计算中,旋翼功率传递系数总是假定为常数,这种处理方法具有很大的局限性。文章详细地介绍了从飞行力学的角度来确定直升机平直飞行时的旋翼功率传递系数。首先,通过飞行力学中的配平计算得到直升机在不同飞行速度下的旋翼和尾桨的需用功率;然后,用试飞实测方法确定除旋翼和尾桨外的功率损耗;最终,得到直升机在不同飞行速度下的旋翼功率传递系数。认为:由于旋翼、尾桨的需用功率由飞行力学的配平方法得到,其结果能合理地反映飞行状态和直升机尾部构型等因素对它们的影响,加上除旋翼和尾桨外的功率由试飞实测得到,因而文中所述的直升机旋翼功率传递系数能更准确地反映直升机的功率传递关系。     

独立桨距控制对直升机飞行性能的影响

为研究旋翼独立桨距控制对直升机飞行性能的影响,在已验证的直升机性能分析模型基础上,以UH-60A直升机为样例,通过输入不同阶次、幅值和相位角的独立桨距,分析直升机的需用功率和升阻比变化,在此基础上给出了旋翼桨盘内迎角和阻力系数的分布,探讨了独立桨距控制提升直升机性能的机理。分析结果表明：高速时,2阶和3阶的独立桨距控制可降低旋翼需用功率、提高直升机的升阻比,但提升效果有限,直升机起飞重量较大时,效果更明显;2阶耦合3阶的独立桨距控制对旋翼性能的提升效果比单独的2阶或3阶桨距输入更好,样例直升机的需用功率最多降低了4.5%,4阶的独立桨距输入则不利于提升旋翼性能;输入独立桨距后,旋翼桨盘迎角分布改善,后行侧迎角减小,有利于推迟失速,桨盘的后行侧的阻力系数减小,可有效降低旋翼的需用功率,提升直升机飞行性能。     

倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究

对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究.其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型.对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰.最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性.     

垂直着陆中直升机旋翼动力学行为研究

提出了直升机垂直着陆撞击激起旋翼扰动的动力学模型,为预估粗暴着陆时起落架载荷和旋翼液压阻尼器轴向速度幅值给出了一种数值模拟方法。以弹性轴承旋翼直升机为例,对垂直着陆时直升机机体、起落架、旋翼桨叶及阻尼器的动力响应进行了数值模拟,分析了着陆撞击引起机体和旋翼扰动的力学机理,可知在起落架触地后的第1个振荡周期中,各片桨叶将经历其不同的摆振幅值,并激起旋翼摆振后退型响应。着陆撞击引起桨叶的大扰动,将冲开阻尼器的定压安全活门,严重降低其等效阻尼。随机着陆时,起落架触地速度及过载系数、旋翼挥舞及摆振幅度和阻尼器速度峰值等动态参数由于着陆时机体的姿态角及角速度不同呈现很大的分散性,其分散性与着陆高度有关。     

高速直升机方案中旋翼自转状态的实验研究

近年来对高速直升机的研究日益兴盛起来,而高速直升机设计的利用自转状态在相同临界迎角下可以承担更多升力的特点,提出将自转引入升力转移的过程中,从而达到减小机翼面积、降低机体重量、减小阻力的目的.针对某一高速直升机方案的自转状态,本文设计和建设了试验模型和试验设备,进行了相应的实验研究.通过与直升机正常工作状态下旋翼的实验结果对比,得出了自转旋翼具有更高的效率的结论;并且根据实验结果分析了自转旋翼的稳定转速与前飞速度以及桨盘迎角的关系.通过与前期理论研究的计算结果相比较,对已有的气动模型进行了检验,理论与实验结果得到了相互印证.     

直升机旋翼轴弯矩特征及应用

针对球柔性桨毂构型的直升机,分析了各支臂mΩ挥舞力动载、挥舞力静载不平衡量和摆振力动载、离心力动载、离心力静载不平衡量产生的旋翼轴弯矩的幅值、频率、相位和分布规律。对某直升机制定了飞行载荷测量方案,获取了测量数据,分析了旋翼轴弯矩的特征,建立了有效性判据,判别了无效数据,编制了实测载荷谱。某直升机的分析结果表明：在旋翼坐标系下旋翼轴动弯矩远大于静弯矩,旋翼各支臂挥舞力静载不平衡量和和离心力静载不平衡量较小;旋翼轴弯矩以1Ω载荷为主,主要由旋翼各支臂1Ω的挥舞力、摆振力和离心力产生;合成弯矩呈大小相等的旋转弯矩特征,沿旋翼轴不同周向位置的弯矩幅值相近,相位差与周向的夹角相同。     

Computational Research of the Main Rotor Hover and Vertical Descent States Based on the Nonlinear Blade Vortex Model

The research is conducted of aerodynamic performance of the Mi-8 helicopter main rotor in the hover state and the vertical descent state, including vortex ring states (VRSs). Total and distributed aerodynamic performance, wake patterns, and main rotor flow patterns are calculated. The findings and results were compared with those provided by other researchers.     

基于遗传算法的旋翼翼型综合气动优化设计

结合直升机飞行特性及旋翼工作气动环境,提出了适用于中型运输直升机旋翼翼型优化设计的目标函数及约束条件.在此基础上采用遗传算法,以"黑鹰"(UH-60A)直升机旋翼翼型SC1095为基础翼型,进行多目标、多状态以及多约束条件下的旋翼翼型优化设计.优化翼型同SC1095翼型相比弯度稍大,最大厚度略有增加.结果表明:优化翼型气动力特性在满足约束条件的情况下,零升力矩系数减小了57.2%,最大升力系数增加了3.7%,阻力系数减小了7.5%.同时,非定常动态失速状态下的气动特性也有一定的改善,阻力系数和力矩系数的发散范围均有明显的减小.此外,悬停状态计算结果表明:采用优化翼型构成的旋翼与SC1095旋翼相比,具有更高的悬停效率及更低的力矩系数.      

Jameson/TVD格式应用旋翼翼型绕流分析

以一种常见的旋翼翼型为例 ,探讨了两种旋翼桨叶翼型绕流数值模拟方法 ,即 Jameson有限体积中心格式和有限体积通量修正 Jameson/ TVD混合格式。这两种格式的方法都采用有限体积法进行离散 ,并用龙格—库塔时间推进法求解。通过算例分析 ,比较了这两种方法的特点 ,为进一步有效地依靠求解湍流 Navier-Stokes方程来模拟完整的旋翼流场、旋翼阻力与功率奠定了基础     

旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。