变直径旋翼直升机飞行性能研究

为了研究旋翼直径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率。通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行高度之间的关系来确定直升机需用功率的降低幅度,同时也分析了旋翼桨距和机体倾斜角随旋翼半径和前飞速度的变化趋势。在中高速飞行时,特别是高速飞行时,旋翼半径的变化可以显著地提升直升机的性能。当飞行速度为200km/h、旋翼半径减小20%,需用功率可降低37.6%。随着飞行高度的不断增加,在低速到中速飞行时直升机功率减小幅度会减小,在高速时功率减小幅度会增大。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼半径减少而增加,机体纵横向倾斜角随半径减小而减小。     

基于欧拉方程的高超声速飞行器的壁面流线生成计算

提出了一种新的利用表面流函数法计算高超声速飞行器表面流线分布的方法.首先提出了表面流函数的概念,并通过理论推导,得到了表面流函数与表面流线的关系;然后运用结构化网格求解三维Eu-ler方程,计算得到高超声速钝头体的边界层外缘外部无粘流场气流参数;最后利用无粘流场气流参数和表面流函数的方法计算了高超声速飞行器的精确表面流线分布.结果表明,在无攻角和攻角小于20°的情况下均可以得到较好的壁面流线分布.高精度的表面流线的得到,为利用边界层内粘性主导区域的积分方程等方法进一步精确预测高超声速飞行器表面的气动加热奠定了基础.     

跷跷板旋翼舰面瞬态气弹响应分析及抑制方法

为了研究跷跷板旋翼在舰面起动和停转过程中的瞬态气弹响应问题,本文在中等变形梁的基础上,引入跷跷板旋翼整体挥舞有限转角广义坐标,采用非线性准定常气动模型,根据Hamilton原理建立了基于广义力的跷跷板旋翼动力学方程,舰面流场采用试验测试数据.通过与国外试验数据及计算值的对比验证了本文计算模型的正确性.计算表明,舰面跷跷板旋翼存在桨叶过大挥舞与机体相碰的问题.对于可能防止相碰的机械措施和操纵方式进行了分析.     

直升机桨叶刚柔耦合特性及计算方法分析

为了研究桨叶刚柔耦合特性,采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,分别采用小转角和有限转角两种方法处理桨叶绕铰的刚性运动.以桨叶扬起下坠碰撞问题为研究对象.计算分析表明:(1)弹性桨叶存在较明显的刚性运动和弹性变形耦合;(2)挥舞角较小时,两种处理方法计算结果一致,均与试验数据吻合较好;(3)挥舞角较大时,刚柔耦合增强,两种处理方法的计算值差别较为明显;(4)桨叶弯曲刚度对桨叶刚柔耦合特性有较明显影响,刚度越小,耦合越强;(5)桨叶如果比较柔软,小转角处理方法计算值相对有限转角处理方法,相位滞后、幅值增加均较为明显,计算桨叶动响应时需引起注意.     

一种可利用部分冲压的直升机进气道流场特性实验研究(英文)

针对可利用部分冲压、带前输出轴直升机进气道结构特点 ,实验研究了在侧滑角从 0～ 1 35°状态下的直升机进气道流场特性 ,分析了沿程静压分布、进气道出口截面流场畸变指数、总压恢复系数等进气道性能参数。研究表明 ,该类进气道在各种侧滑状态下总压恢复系数较高。当侧滑角大于 90°时总压恢复系数随着来流速度的增加而减小 ;进气道内气流分离的区域和出口截面流场畸变指数与侧滑角和来流速度的大小有关。其中在侧滑角小于 90°时 ,进气道出口截面流场品质较好。当侧滑角大于90°时 ,随着来流速度或侧滑角的增加出口流场迅速恶化     

惯性坐标系下的旋翼气弹稳定性建模

为了较好地描述直升机铰接式、无铰式及无轴承式旋翼的动力学特性，本文根据Hamilton原理。采用中等变形粱理论，用Chopra的15自由度有限元梁元进行离散，并将挥舞、摆振和变距铰运动作为广义坐标，采用二维准定常气动力模型，直接在惯性坐标系下，建立了旋翼气弹分析的动力学模型，并用Pitt—Peters动态入流模型计入动态入流对稳定性的影响。本文基于惯性坐标系的旋翼气弹建模方法简化了建模，方便地嵌入了动态入流模型。通过与Princeton粱实验数据、ITR旋翼试验数据和直升机分析软件UMARC的计算值的对比，验证了本气弹分析模型的正确性，指出误差来源于气动模型。     

变转速旋翼气动特性分析及试验研究

直升机旋翼以固定不变的转速工作,仅能使有限状态的旋翼效率达到最优,而通过旋翼转速的变化,可以实现不同飞行状态下的旋翼效率最优.为了研究不同旋翼转速时的旋翼气动特性,首先建立了适合旋翼在低转速飞行情况下的气动特性分析模型,该模型包含了Leishman-Beddoes非定常动态失速模型与适合于低马赫数(Ma＜0.3)分析的Sheng失速修正模型;其次,在低速风洞2.5m旋翼模型试验台上试验研究了模型旋翼的悬停效率及前飞需用功率与旋翼转速之间的关系.试验与计算结果的对比表明:所建立的气动分析模型能够准确地计算旋翼在低转速情况下的气动特性;通过优化旋翼转速,增大了桨叶剖面迎角,提高了桨叶剖面的升阻比;并且当旋翼以最优转速旋转时,模型旋翼的悬停效率最大可以提高32％,前飞需用功率最大可以降低22％.     

基于双螺旋桨推进的复合式直升机飞行性能

为研究螺旋桨和机翼对双螺旋桨推进构型复合式直升机的飞行性能影响,在已有的直升机飞行性能模型基础上耦合螺旋桨和机翼气动模型,建立了该型复合式直升机配平模型。以X-3构型直升机为样例,通过加装螺旋桨和机翼组成不同的配置,给出了直升机各操纵量和姿态角的变化,并通过控制气动部件为复合式直升机提供推力和升力的不同配比,分析直升机的需用功率和升阻比变化。结果表明:机翼对复合式直升机升阻比的提升较为明显,且能有效减小总距和横向周期变距;前飞速度大于一定速度后,螺旋桨对复合式直升机需用功率的降低和对升阻比的提高才开始显现;同时配置螺旋桨和机翼,并合理分配推力和升力,可有效降低整机的需用功率,进而提升复合式直升机飞行性能。     

桨叶分段线性扭转对旋翼性能的提升

为研究桨叶沿展向不同位置的负扭转对直升机旋翼性能的影响,以各向异性复合材料中等变形梁模型为基础建立旋翼性能计算模型,实现在不同速度前飞时直升机旋翼需用功率的预测。理论预测与试飞数据对比一致,验证了本文分析模型的有效性。以UH-60直升机为样例,按翼型将桨叶沿展向分为内、中、外3段,从迎角和升阻比分布入手研究各段负扭对旋翼需用功率的影响效果和机理。整体上,直升机前飞速度越高,桨叶负扭的影响越明显。其中,内段负扭对旋翼性能有负面影响,但影响较小;中段负扭对桨盘上气流环境的改善起决定性作用,高速前飞时可使旋翼需用功率降低10%以上;外段负扭有利于降低需用功率,作用效果一般。通过遍历法得到了一组分段线性桨叶扭转方案,在各飞行状态时都优于线性负扭方案。