基于时间精确自由尾迹方法的旋翼非定常 气动特性分析

 给出了一种显式修正的二阶向后差分格式(PC2B)的时间精确自由尾迹算法,用于分析旋翼非定常气动特性。由于旋翼自由尾迹控制方程具有非线性特征,求解过程中易产生数值不稳定性问题,因此本文推导了修正PC2B算法的修正方程,分析了该算法的求解精度和数值稳定性,并通过数值试验对其稳定性和计算效率加以验证及分析。基于该算法,首先对悬停和总距突增时旋翼非定常气动特性进行了计算,通过与试验结果的对比验证了模型的有效性;其次研究了总距操纵时旋翼非定常气动特性的变化规律。研究结果表明,旋翼自由尾迹几何形状的瞬态变化是造成总距操纵条件下旋翼非定常气动特性波动的主要原因。     

基于状态空间法的低马赫数翼型气动载荷计算

Leishman-Beddoes(L-B)非定常动态失速模型适用于中等马赫数(Ma>0.3),而在低马赫条件(Ma<0.3)下存在与翼型气动试验数据不符合的问题,为此首先研究了低马赫数条件下翼型的非定常动态失速气动特性,其次采用状态空间法从翼型表面气流变化的角度修正了L-B模型,最后通过与翼型气动载荷试验数据的对比表明在低马赫数条件下对L-B模型的修正是正确的,能够准确预测及分析翼型的气动载荷,且该修正模型易于耦合进直升机综合分析代码中.      

基于六西格玛设计及改进遗传算法的直升机优化设计

本文研究了六西格玛设计方法和改进的遗传算法,并应用该设计方法对直升机总体参数进行了优化设计。采用优化设计后获得的直升机设计方案,由于受许多不确定性因素的影响,最后付诸实现时并不能保证得到像预先优化设计方案那样的结果。在改进的遗传算法实现最优化设计的同时进行六西格玛设计,可提高优化设计结果的可靠性和鲁棒性。本文以CH-47D纵列式直升机为优化算例,优化效果良好,结果可靠,表明本文方法切实可行。     

混沌理论在尾桨气动噪声信号分析中的应用

研究剪刀式尾桨气动噪声的混沌特性，并应用混沌理论进行了直升机尾桨气动噪声信号分析。本文通过利用多频调制方法对尾桨噪声进行理论分析，得出相对声压值随剪刀变化的规律；然后将混沌运动的特征参数——关联维数用于剪刀式尾桨气动噪声信号的分析。分析结果表明剪刀式尾桨引起的气动噪声含有混沌特性，同时对比理论和试验结果表明剪刀尾桨构型的参数对气动噪声有明显的影响。     

带有气动及结构非线性的二元机翼颤振分析

研究了翼型在低马赫数条件下的非定常气动特性,从翼型表面气流运动的角度对Leishman-Beddoes(L-B)模型进行了修正,并在此基础上建立了适合低马赫数颤振研究且带有气动及结构非线性的二元机翼气弹系统分析模型.对比低马赫数翼型气动载荷试验结果表明对L-B模型的修正是有效的,且机翼颤振试验结果亦验证了二元机翼气弹分析模型.研究结果表明:二元机翼气弹系统的失速颤振与初始变距角和来流速度密切相关,且耦合的三次非线性变距和浮沉刚度是造成系统呈现准周期运动的主要原因.      

共轴双旋翼悬停地面效应气动特性分析

基于时间步进算法建立了适用于共轴双旋翼气动特性分析的旋翼自由尾迹模型,并采用面元法对水平和倾斜地面效应影响下共轴双旋翼系统气动特性进行了研究。在建模的过程中,采用Weissinger-L一阶升力面模型模拟了桨叶的三维效应,并充分考虑了旋翼/旋翼和旋翼/地面之间的气动干扰。通过与尾迹几何和诱导速度试验数据的对比,验证了计算模型的可行性。在此基础上,对共轴双旋翼在地面效应影响下的旋翼尾迹几何形状、流场诱导速度矢量分布和上下两旋翼桨叶的拉力系数分布进行了计算及分析。结果表明,悬停状态下,共轴双旋翼上下旋翼间存在强烈的气动干扰,且地面的影响使旋翼尾迹涡线径向扩展且向上卷起,对共轴双旋翼下旋翼拉力产生明显的影响。     

变转速刚性旋翼性能与载荷风洞试验

为研究转速变化对旋翼性能与振动载荷的影响，研制了一副无铰式刚性缩比模型旋翼，开展动力学和马赫数相似的悬停试验与风洞试验。试验研究不同旋翼拉力和吹风速度时变旋翼转速对配平、性能、桨叶与拉杆载荷、桨毂载荷等多个方面的影响，以性能和交变载荷的重复性与周期性证明试验结果是可信的。结果表明：降转速可降低旋翼悬停和前飞状态的需用功率，且拉力越低效果越明显；降转速对桨毂振动载荷影响不明显，但增加了配平所需的周期变距操纵，会增加桨叶与变距拉杆的旋翼转速频率振动载荷，对旋转部件疲劳寿命不利；变旋翼转速应避开旋翼固有频率，防止因共振而导致交变载荷增大。     

基于分岔理论的直升机地面共振分析

基于拉格朗日法建立了旋翼/机体耦合的直升机地面共振动力学模型,该模型考虑了非线性桨叶摆振阻尼的影响.采用非线性分岔理论对无阻尼地面共振动力学系统的自激振动边界进行了预测,并与经典的Cloeman特征方程法得出的结果进行了对比验证.随后利用该理论分析了无阻尼及含桨叶非线性摆振阻尼的地面共振系统的动力学特性.结果表明,采用非线性桨叶摆振阻尼使地面共振动力学系统在自激振动区域呈现出有限幅度的极限环振动,同时也避免了系统在该区域运动发散,且极限环振动幅值与非线性阻尼相关.     

碟形轴对称无人直升机总体设计

在研究碟形轴对称无人直升机气动特性的基础上，选择碟形无人直升机总体参数并提出了一个总体方案；给出了碟形无人直升机的飞行性能计算方法；建立了碟形无人直升机飞行动力学模型，分析碟形无人直升机的操纵性和稳定性，并进行飞行仿真验证。结果表明：本文提出的碟形无人直升机的总体设计方案和设计方法是可行的。