共轴刚性旋翼悬停状态桨叶表面压力测量试验与计算研究

针对共轴刚性模型旋翼悬停状态，开展了桨叶表面压力测量试验与数值模拟研究。试验采用微型压力传感器进行桨叶表面压力测量，不仅获得了桨叶表面压力的试验数据，同时为CFD计算方法计算桨叶表面压力提供了验证数据。计算与试验结果对比吻合度良好，验证了CFD计算方法的有效性。研究获得了共轴刚性旋翼上下旋翼桨叶表面的流动情况和压力特性，结果表明:对于上下各4片桨叶的共轴刚性旋翼，桨叶表面压力随着桨叶旋转呈周期性变化，旋转一周出现8个小周期；在上下旋翼扭矩配平的悬停状态，下旋翼桨叶大部分区域受下洗流影响，下旋翼剖面拉力低于上旋翼；在桨尖区域，下旋翼的桨距角大于上旋翼，受各自上洗流的影响，下旋翼剖面拉力高于上旋翼。      

测试性建模以及测试性验证试验应用

鉴于用户对航电产品测试性要求的不断提高,因此在签署协议时已经规定了产品的测试性定量指标以及开展测试性建模和测试性验证试验的要求。首先收集产品测试性设计信息,梳理产品研制阶段开展测试性建模分析的流程,根据测试性建模的结论以及改进建议迭代产品设计,再开展测试性试验验证测试性建模分析的正确性,对改进后测试性设计进行验证,以实现产品的测试性设计迭代与增长,判定产品的测试性水平是否达到规定的要求。     

共轴刚性旋翼气动干扰特性风洞试验研究

针对共轴刚性旋翼上下旋翼间复杂气动干扰问题,利用4 m直径共轴刚性旋翼缩比模型开展了悬停及前飞状态风洞试验研究。试验中,采用两套六分量天平对共轴刚性旋翼的上下旋翼进行分开测力,并测量了相同操纵量输入时的孤立单旋翼气动力。通过分析双旋翼状态下的上下旋翼与孤立单旋翼的气动力的对比结果,研究了共轴刚性旋翼在悬停及前飞状态下的气动干扰特性。在此基础上,还进行了升力偏置对气动干扰影响的试验研究。结果表明:随着旋翼前进比的增大,上下旋翼之间的气动干扰逐渐减弱,共轴刚性旋翼的非对称气动干扰会使得双旋翼升力偏置增大。     

基于压力分布的开孔翼型气动特性数值模拟研究

以NACA0012为基准翼型,生成C型结构网格,采用SA湍流模型求解NS方程,获得基准翼型压力分布数值模拟结果。找出翼型上表面前缘低压区域和后缘高压区域,在两个区域进行开孔,让后缘高压区域气流通过导流管引流到前缘区域,加速翼型上表面气流流动,增大翼型速度环量。通过基准翼型与开孔翼型气动特性对比分析可知:小迎角下,基于压力分布的开孔翼型阻力系数略有增大,但能有效提高翼型的升力系数。     

悬停状态倾转旋翼噪声试验及数值计算

结合消声室试验和数值计算研究了悬停状态倾转旋翼气动噪声特性。消声室试验采用孤立倾转旋翼模型,测试了不同总距角和桨尖马赫数状态的气动噪声数据。数值计算基于CFD(computational fluid dynamic)结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学方程的方法,采用试验数据验证了计算模型的可靠性。分析了倾转旋翼的噪声传播特点以及拉力系数和桨尖马赫数对噪声总声压级的影响,并对比了孤立旋翼和双旋翼状态的气动噪声特性。结果表明:倾转旋翼噪声随着拉力系数和桨尖马赫数的增加均有所增加,维持旋翼拉力不变时降低桨尖马赫数虽然使得拉力系数增加,旋翼噪声水平仍然降低;倾转双旋翼噪声相对纵向平面对称分布,在多个方位角区域存在着局部最大值,这和双旋翼噪声传播时的相互叠加以及双旋翼间气动干扰相关。