共轴倾转旋翼性能计算方法

共轴倾转旋翼飞行器是一款可折叠机翼的高速旋翼飞行器。本文建立了适用于共轴倾转旋翼飞行器直升机模式、倾转过渡模式和固定翼飞机模式的旋翼性能计算方法,并对比风洞试验数据验证了共轴倾转旋翼轴流状态的性能和共轴双旋翼前飞状态的性能。在此基础上,分析了共轴倾转旋翼在倾转过渡状态各性能参数的变化规律、上下旋翼诱导速度的分布情况、上下旋翼之间的干扰面积和干扰因子的变化趋势。结论表明:相同来流速度下,当倾转角增大,共轴倾转旋翼的拉力系数减小,功率系数先增大后减小,上下旋翼的受干扰面积和干扰因子均增大。     

高前进比旋翼气动特性分析方法研究

提出一种前进比高达0.8的旋翼气动特性分析方法,该方法针对高前进比旋翼前行桨叶压缩性、后行桨叶失速效应严重以及桨叶偏流作用和反流区大的特点,建立了旋翼气动力模型以及与之相适应的旋翼诱导速度时变非均布模型与桨叶非定常挥舞运动模型,然后根据高前进比旋翼气动力、旋翼诱导速度和桨叶挥舞运动三者之间的内在耦合关系提出了高前进比旋翼气动特性的动态响应计算方法,最后以H-34旋翼为例计算了该旋翼高前进比状态的气动特性,并将计算结果与风洞试验数据进行对比验证,结果合理。     

直升机飞行动力学数学建模问题

直升机飞行动力学数学模型是飞行控制系统设计的基础,也是直升机飞行品质设计和评估的主要手段。直升机是一个多体系统,在直升机飞行动力学建模过程中,必须考虑旋翼、机体与升力面等的运动耦合、惯性耦合、结构耦合和气动耦合以及非定常、非线性特性,给出各个运动部件的物理模型及其数学表达形式,是对不同假设、子模型进行分析和综合的一个复杂的过程。鉴于此,简要回顾了单旋翼带尾桨直升机飞行动力学数学模型的研究现状,着重描述了直升机飞行动力学数学建模中的旋翼气动力建模、直升机气动干扰建模、旋翼/发动机建模以及直升机飞行动力学模型的集成与综合的研究现状与研究进展。最后,针对直升机飞行动力学的数学建模提出了今后的研究重点。     

倾转四旋翼飞行器倾转过渡走廊分析方法

针对倾转四旋翼（QTR）飞行器过渡飞行中的变速、变体特点，提出了一种确定倾转四旋翼飞行器倾转过渡走廊的方法，该方法从飞行力学角度用机翼升力特性限制低速和高速边界，以单旋翼可用功率限制高速边界。所提方法确定了无周期变距的倾转四旋翼飞行器样机倾转过渡走廊，并分析了其在倾转过渡飞行中不同机体迎角下各气动部件的气动力以及前后旋翼需用功率随飞行速度的变化规律。结果表明:倾转四旋翼飞行器在小机体迎角下倾转优于在大机体迎角下倾转；各气动部件提供的垂向力占比会随着机体迎角的改变而变化；机翼升力特性高速边界和单旋翼功率限制边界共同组成了倾转四旋翼飞行器倾转过渡走廊的高速边界；单旋翼可用功率限制边界比总可用功率限制边界更严格。      

旋翼翼型低速动态失速研究

为了提高旋翼翼型动态失速模拟的精度,基于动态混合网格技术和ALE形式的RANS控制方程,构建了一套可用于低速流场中旋翼翼型动态失速分析的计算方法。采用守恒变量形式的低速预处理技术,解决了由于特征值差异过大引起的收敛困难问题;在物面采用层推进泊松方程光顺法生成结构网格,以获得较好贴体性和正交性;采用分离流中应用广泛的k-ωSST湍流模型捕捉深失速下流场的大分离特性。计算结果表明该计算方法可以有效地分析不同马赫数下的旋翼翼型动态失速,收敛精度有不小于两个数量级的提升。针对低速流场不同马赫数下深失速的流场特征的计算分析表明,马赫数对动态失速的迟滞特性具有明显的规律性影响。     

反流区对复合高速直升机旋翼气动特性的影响

针对复合式直升机高前进比旋翼反流区严重的特点,建立了适合于高前进比旋翼气动特性的分析方法,以H-34旋翼为例计算了该旋翼在高前进比状态下的气动性能,并与已有的风洞试验数据进行对比验证.在此基础上,进一步分析了反流区对高前进比旋翼气动性能以及对桨叶剖面迎角、升力系数和阻力系数的影响.结果表明:反流区越大,对旋翼的气动性能...     

一种适用于直升机概念设计的飞行力学分析方法

为提高直升机概念设计阶段飞行性能计算的准确度,提出一种适用于直升机概念设计阶段的飞行力学分析方法。该方法在直升机配平计算开始之前,预先设定不同飞行状态下机身姿态角的数值,在配平计算过程中把平尾纵向位置和尾桨垂向位置当作未知量,通过调节平尾纵向位置及尾桨垂向位置,使机身姿态与该给定的机身姿态角相等。采用这种方法,当改变总体参数时,可忽略机身姿态改变对飞行性能造成的影响,从而可以分析直升机总体设计参数对飞行性能的影响,并对总体参数进行优化以满足设计技术要求。     

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。      

一种新的旋翼动态尾迹模型研究

针对直升机大机动实时飞行仿真的需求，提出了一种新的旋翼动态尾迹模型，并开展了初步的验证研究。该模型采用涡环单元来表示旋翼尾迹涡系，每个涡环具有5个刚体运动自由度和1个半径伸展收缩自由度，可描述大机动飞行中旋翼尾迹的拉伸、压缩、倾斜、弯曲等动态畸变行为，并给出桨盘或空间任意区域的旋翼尾迹瞬态诱导速度分布。以悬停状态旋翼拉力和俯仰角速度阶跃突增为算例，通过与尾迹畸变增广的Pitt-Peters动态入流模型的对比分析，验证了本文模型的正确性和实时性，并得到了一些新的结论。     

旋翼/涵道/风扇升力系统的前飞气动特性

旋翼/涵道/风扇组合构成的升力系统,是一种结构紧凑、新颖、操纵较简易的垂直起降飞行器的升力系统。由于旋翼和风扇、旋翼和涵道、风扇和涵道之间等存在相互气动干扰,尤其是在前飞状态下,涵道风扇同时受到旋翼尾流和前方来流的共同作用,流场十分复杂,给该升力系统气动力的分析与预估带来很大困难。本文提出了一种确定旋翼/涵道/风扇组合升力系统气动力的理论分析方法,并通过理论与实验结果的比较,验证本文所述理论方法的有效性。