单倾转旋翼飞行器概念及其潜在的应用价值

在本刊今年第一期以创新为题的封面文章中,曾简要介绍了单倾转旋翼飞行器（Mono Tiltrotor,MTR）的概念和发展及发明人的情况。本期,作者就MTR的概念巧妙的构思,对传统航空器设计带来的突破,方案研究和相关试验的进展情况做了更具体的介绍。     

直升机复合材料桨叶铺层三维几何建模方法

针对直升机复合材料桨叶铺层几何建模过程中存在的效率低、工作繁琐重复等问题,提出了一种桨叶铺层三维几何建模方法。首先系统归纳了典型的桨叶铺层类型,提出了一种面向复合材料铺层几何建模的铺层信息参数化表达方案,并通过一个智能向导引导设计人员对各铺层进行定义和描述,在此基础上由软件算法自动生成桨叶铺层设计表格;根据桨叶理论外形和桨叶铺层设计表格,通过铺层区域裁剪复制和分片逐次等距方法构造桨叶当前铺层几何模型,并实现整个桨叶铺层几何模型的自动生成。通过实例验证表明,该方法能够快速、高效地实现复合材料桨叶铺层的三维几何建模。     

旋翼桨-涡干扰气动特性计算及参数影响研究

建立了一个适用于旋翼桨-涡干扰(BVI)气动特性分析的数值方法。在该方法中,控制方程采用惯性坐标系下的非定常Euler方程,以适合于分析BVI流场的特点;为便于前飞流场分区求解和信息传递,使用了嵌套网格方法;对于流场中涡线的模拟,建立了一种适用于有限体积格式的涡引入方法——广义网格速度法,以简化计算。应用上述方法对旋翼BVI流场进行了计算,并与可得到的试验数据进行对比,验证了方法的有效性。通过对比桨叶弦向位置压强的变化得出,在旋翼BVI过程中,气动载荷主要来自桨叶10%弦长内的前缘部分的压强突变。文中还进一步分析了涡强、干扰距离和干扰角度对BVI气动特性的影响。本文的BVI数值计算表明:当涡接近桨叶前缘时,升力达到最大;而涡位于后缘位置时,诱导速度改变桨叶环量分布,破坏了后缘的库塔条件,但随着涡的远离,桨叶表面环量开始重构。     

直升机旋翼粘弹阻尼器定常响应分析

建立了直升机定常飞行时的粘弹阻尼器响应计算模型,考虑了刚性桨叶的挥舞和摆振自由度,采用非均匀定常入流模型计算旋翼诱导速度。以某型机为例,对悬停和定直前飞时阻尼器的定常响应进行了计算。结果表明,从悬停到小速度定常前飞,粘弹阻尼器的动幅值明显增加,并且随旋翼拉力系数增加而增加。     

基于瞬态尾迹模型的直升机旋翼旋转噪声计算

针对旋翼噪声时域方式求解的特点,本文在能考虑厚度影响的桨叶升力面气动模型的基础上,建立了一个随时间推进的瞬时自由尾迹模型,在该模型中,为提高桨叶载荷计算的准确性,计入了翼型的非定常气动力影响、桨叶的挥舞运动和旋翼的气动力平衡。利用建立的自由尾迹模型,结合Farassat的时域噪声预测理论,构建了一个旋翼旋转噪声预测方法。利用该方法首先计算了模型旋翼在前飞时的载荷和声压时间历程,通过与试验数据的对比,验证了方法的有效性,然后基于本文建立的噪声预测方法,计算了悬停和前飞状态直升机旋翼的厚度噪声、载荷噪声及总旋转噪声的声压时间历程和频谱特性。     

刚性隔热材料的力学性能

采用纤维烧结法制备了刚性隔热材料,研究了材料密度、纤维取向、测试温度、与气凝胶复合等因素对材料力学强度的影响规律.结果表明:隔热材料力学强度随着密度的提高而增加;隔热材料平面方向拉伸和压缩强度均达到厚度方向的4倍以上;800和1 000℃下,材料的压缩强度保持率分别达到90%和50%;与气凝胶复合后隔热材料在拉伸强度维持不变的情况下,压缩强度增加35%以上.     

可变形旋翼技术

<正>伊拉克战争和阿富汗战争的经验表明,旋翼机技术亟待大幅改善。随着美国军方对速度、载荷和机动性要求的不断提高,旋翼机的使用可用性、任务可靠性和后勤保障性都成为     

计及大迎角失速的直升机旋翼的气动力模拟

为了描述旋翼诱导速度的分布和大小,综合应用动态入流理论和王氏涡流理论,建立了一个适合直升机机动飞行时的入流模型;以叶素理论为基础,采用状态空间表达式的形式,建立起旋翼非定常气动模型,得到了旋翼气动力随桨盘方位角的变化规律,计算结果与参考数据吻合较好;最终针对失速流和深度失速流两种情况,以MATLAB软件为计算平台,求得了在给定输入情况下某型直升机平飞跃升机动过程中的旋翼拉力响应曲线,研究了大迎角情况下的气动载荷,为直升机旋翼的非定常气动力模拟提供了参考.     

基于自由尾迹方法的自转旋翼气动特性研究

为研究自转旋翼的气动特性,建立了自转旋翼的自由尾迹方法计算模型,并耦合桨叶挥舞运动模型和自转旋翼配平模型,建立了一种分析自转旋翼气动特性的方法。以某试验自转旋翼为算例对该方法进行了验证并运用该方法研究了自转旋翼的尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布特性。研究结果表明:建立的自由尾迹方法计算模型可以满足自转旋翼气动特性分析的需求,相比传统的近似入流模型,该自由尾迹方法模型精度更高;前飞时自转旋翼尾迹随时间推移自桨盘处向桨盘后上方运动,水平面内自转旋翼尾迹畸变略小于驱转旋翼;自转旋翼桨盘诱导入流呈非均匀分布,从桨盘前缘到后缘,下洗入流大致呈不断增加趋势,在相同拉力水平下,自转旋翼90°方位角附近及桨盘后缘的诱导入流小于驱转旋翼。     

载人多旋翼飞行器动力单元选型方法研究

载人多旋翼飞行器具有结构尺寸大、载荷需求大、可选用的旋翼大小不等且数目不定的特点,快速确定此类飞行器的动力单元具有较强的工程实用性。以设计一款单人多旋翼飞行器为例,搜集品牌官网推荐的百余组匹配方案数据,采用穷举法计算并获得九组性能参数之间的关系;在此基础上,建立旋翼及等效电路模型,针对 22 款优选电机的最大工作电压,采用优化法计算可匹配的最大旋翼尺寸及需用旋翼个数。结果表明：优化选型所得方案更精准高效,该方法可用于快速获得大质量效率、高续航、低成本的动力单元方案。