直升机旋翼尾迹研究的进展

 通过对直升机旋翼尾迹分析方法现状的考查,提出相应于“自由尾迹”的“约束尾迹”概念,设想了在约束条件限制下进行尾迹分析的一类新方法——约束尾迹分析法。其基本点在于通过实验分析,建立可靠的尾迹约束条件,既可克服预定尾迹分析的局限性,又可克服自由尾迹分析过于理想化的缺点。其目的是减少计算量,提高计算结果的可靠性。     

前行桨叶概念旋翼气动弹性响应分析

基于CFD/CSD松耦合策略,建立了前行桨叶概念（ABC）旋翼气动弹性分析方法.CFD计算中以非定常Euler/N-S方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型通过中等变形梁理论得到;CFD和CSD数据每隔一个旋转周期交换一次.以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了分析,计算结果与试验值吻合良好.然后对旋翼振动载荷、桨尖间距、升力偏移量及桨叶载荷进行了分析,研究了前飞速度、旋翼交叉角、提前操纵角等参数对上述动力学性能的影响.该文方法具有很好的分析精度和工程适用性,分析结果可为前行桨叶概念旋翼设计提供重要参考.     

共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型研究

 在讨论共轴双旋翼气动干扰模型的基础上,建立了一种共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型。以某型共轴式直升机为样例机,在定直水平飞行条件下进行配平计算,并与国外计算结果作了对比分析,两者基本一致。给出了共轴式直升机在不同操纵输入下的动态响应数值模拟结果。仿真计算表明,所建模型能够刻画共轴式直升机运动的基本特征。     

直升机技术发展现状与展望

 简单回顾了直升机技术发展的历程和技术特点,介绍了直升机的技术进展,最后展望了新世纪直升机设计技术的发展趋势。     

旋翼诱发砂尘环境及其对直升机的危害

 用直升机模型进行试验研究,制造了“直升机”在地面附近不同高度悬停及不同桨盘载荷下诱发砂尘环境,考察了旋翼诱发砂尘对直升机的实际危害,测定了某些指定部位的砂尘浓度与作用力及砂尘粒度分布情况。理论分析,计算了机身周围旋翼诱导流场,并经实验检验了直升机旋翼诱发砂尘浓度、粒度分布规律及作用力的近似估算方法。     

带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析

通过建立带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析模型,研究了采用受控振荡附翼的直升机旋翼气动弹性特性及其在降低旋翼振动载荷方面的有效性。气动模型采用了计及振荡附翼非定常影响的二元叶素模型。探讨了改变旋翼桨叶及振荡附翼的结构参数对新概念旋翼减振效果的影响。数值结果表明振荡附翼的引入能有效地降低旋翼桨毂的振动载荷。为振荡附翼的振动自适应控制律设计提供了有效的旋翼气动弹性分析方法。     

复合材料翼面结构气动弹性剪裁

 <正> 1.引言 本文采用了混合设计变量。对复材蒙皮,由于其连续性,我们用双三次多项式来描述各定向铺层的厚度,将多项式系数做为设计变量,对于其他部件如肋、腹板等,我们仍用其有限单元的截面积或厚度做为设计变量。整个结构采用有限元法做结构分析。固有振型采用高效率的谱变换Lanczos法计算,非定常气动力用亚音速偶极子格网法计算,用可行方向法求解优化问题。     

气动弹性剪裁中的设计变量和约束导数

1.前言 设计变量的取法和约束导数的计算,不但影响气动弹性剪裁的结果,而且决定着它的工作量。本文对于两种不同的设计变量取法进行了讨论。在约束导数计算方面,通过一个盒段模型和一个三角翼模型的计算,进行了对比。     

多片后缘小翼对直升机旋翼桨叶动态失速及桨毂振动载荷的控制

 减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-Leishman二维亚声速非定常气动模型计算。采用伽辽金和数值积分相结合的方法求解旋翼系统的气弹响应。建立了有效的多片后缘小翼控制策略和控制方法,分析了3片后缘小翼的运动规律及对后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制效果,结果表明利用多片小翼的运动是控制桨叶动态失速和桨毂振动载荷的有效方法。     

气动弹性研究的新进展

 本文概述近年来国内气动弹性研究的若干新进展。主要包括,跨音速非定常空气动力计算,航空结构动力分析系统H AJIF-Ⅱ及其应用,飞机结构多约束优化设计系统YIDOYU-Ⅰ,外挂物颤振的试验研究,以及颤振主动抑制。     

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。      

直升机旋翼瞬态气弹运动有限元模型研究

从能量变分原理出发建立了旋翼的瞬态气弹有限元模型,模型考虑了旋翼转速加速度对桨叶动能变分的影响。采用叶素理论建立了桨叶在复杂流场中的气动载荷模型,模型计入了旋翼主轴纵倾和横滚角的影响,研究了流场风速分量的计算。运用所建模型仿真分析了直升机在护卫舰尾流场内起动时桨叶的挥舞、摆振、扭转(变距)等瞬态运动过程。模型可用于旋翼的振动仿真分析、噪声估计和故障诊断方法的验证。     

共轴刚性双旋翼/机身干扰流场数值模拟

采用滑移网格技术求解Navier-Stokes (RANS)方程的方法,研究了共轴刚性双旋翼/机身的干扰问题。通过Caradonna-Tung旋翼、Robin直升机、Maryland直升机旋翼/机身干扰和Harrington 2共轴双旋翼等算例,验证了所提出的旋翼流场数值模拟方法的正确性。在此基础上,以Maryland机身为原型,分析了不同桨距的共轴刚性双旋翼与机身之间的干扰特性。结果表明:所提出的数值模拟方法能够很好地模拟共轴刚性双旋翼/机身的气动干扰特性;由于机身对于共轴刚性双旋翼下洗流场的阻滞作用,旋翼的悬停效率增加5%左右,并且随着拉力系数的增大使得悬停效率的增量更加明显;旋翼的悬停效率增加主要来源于下旋翼0°方位角附近的桨叶升力系数的增大,并且拉力系数的增量由桨根向桨尖方向逐渐减小。      

直升机旋翼对机身气动干扰的计算

基于旋翼自由尾迹模型和三维机身源面元模型，建立了一个全耦合的旋翼／机身气动干扰迭代计算方法。为正确模拟旋翼桨尖涡与机身表面间的大定常贴近干扰，采用了一个“分析数值匹配法”的“贴近涡／面干扰模型”。应用该计算方法，分别计算了旋翼干扰状态下的机身表面点的非定常压强分布和机身的非定常气动升力，俯仰力矩随前进比的变化，以及干扰前后的机身定常压强分布。计算表明，机身上由于旋翼的干扰引起的非定常气动载荷呈现出与旋翼相同的周期性。然后，对比了本“贴近涡面干扰模型”和先前“截断涡线模型”对干扰计算的影响，表明了前对计算结果的重要改进。     

降低旋翼激振力的动力学优化设计研究综述

为了解决直升机的振动问题,人们一直在研究各种减振技术。如何通过降低旋翼的激振力实现减振,是国内外这方面研究的一大课题。本文即对为降低旋翼激振力的减振优化设计分析的途径及其指针、桨叶设计分析模型、优化设计方法及灵敏度分析技术,以及减振研究的最新发展方向和需进一步研究的问题等方面进行分析和讨论。     

直升机旋翼桨-涡干扰状态非定常气弹载荷高精度预估

为准确计算直升机旋翼在复杂的桨-涡干扰(BVI)状态下的气弹载荷,在刚性旋翼计算流体力学方法中引入桨叶弹性变形的影响,建立了一套适合于弹性旋翼BVI状态气动特性分析的计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合方法.CFD模块对Reynolds averaged Navier-Stokes(RANS)/Euler方程进行求解,并采用双时间法推进和Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型.CSD模块采用中等变形梁假设的有限元模型,通过Newmark-Beta方法求解桨叶运动方程.通过代数变换方法进行桨叶网格变形,并建立一个适于流场/结构信息交换的CFD/CSD耦合方法.在分别验证CFD和CSD模块的有效性的基础上,开展UH-60A直升机旋翼的BVI 状态载荷分析,并与飞行测试数据进行了对比.计算结果表明:相比于旋翼综合分析中的升力线理论和刚性旋翼CFD方法,耦合的CFD/CSD方法可以更准确地预测BVI状态气弹载荷,并有效地模拟桨叶前行侧方位角和后行侧方位角附近的BVI现象,对BVI导致的升力波动幅值和相位的计算结果均与试验值吻合良好.      

悬停及小速度前飞状态下旋翼对机身及平尾气动特性的影响

介绍了一副研究型旋翼 Ｚ９ 机身组合模型在 Ｃ Ａ Ｒ Ｄ Ｃ８ｍ ×６ｍ 低速风洞的试验概况,给出了悬停及小速度前飞时旋翼对机身气动特性的影响,着重讨论了水平尾翼对机身纵向气动特性的贡献。机身横截面上的不对称压力分布测量结果,揭示了旋翼在机身表面诱导的附加横侧向气动载荷的机理。     

高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性分析

研究双拉力螺旋桨复合式高速直升机的气动特性可以为高速直升机的设计及气动优化提供参考。基 于动量源方法构建针对双拉力螺旋桨复合式高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性数值计算及分析方法;对 孤立旋翼、旋翼/机身干扰进行算例验证;应用所构建的方法对双拉力螺旋桨高速复合式直升机悬停及前飞状 态的干扰流场进行数值模拟,分析机身对悬停流场影响及不同前飞速度旋翼/螺旋桨/机身干扰特性。结果表 明:悬停时机身对气流的阻塞作用降低了旋翼的升力,螺旋桨对旋翼下洗气流的加速作用使旋翼升力提高;低 速前飞时旋翼/螺旋桨/机身干扰较大,主要体现在旋翼下洗流造成螺旋桨滑流偏折以及机翼上表面压力分布 增大,高速前飞时这种干扰较小。     

直升机旋翼/机身耦合系统模型导纳的测试研究

直升机旋翼和机身子系统以及其耦合系统的导纳是用动柔度匹配法确定直升机旋翼 /机身耦合系统固有频率必要的数据 ,我们已推导了它们的分析表达式 ,为验证分析表达式的可用性 ,须进行试验测试与研究。由于旋翼的转动 ,给实测带来困难 ,作为起步 ,从模型试验开始。本文介绍旋翼 /机身耦合系统模型及其子系统的导纳的测试方案、试验程序 ,综述以作者自行设计的旋翼 /机身耦合系统模型进行试验所得到的结果及其与理论计算结果的比较。结果表明 ,测试方案与试验方法是可行的 ,理论分析计算公式是正确的     

独立桨距控制对直升机飞行性能的影响

为研究旋翼独立桨距控制对直升机飞行性能的影响,在已验证的直升机性能分析模型基础上,以UH-60A直升机为样例,通过输入不同阶次、幅值和相位角的独立桨距,分析直升机的需用功率和升阻比变化,在此基础上给出了旋翼桨盘内迎角和阻力系数的分布,探讨了独立桨距控制提升直升机性能的机理。分析结果表明：高速时,2阶和3阶的独立桨距控制可降低旋翼需用功率、提高直升机的升阻比,但提升效果有限,直升机起飞重量较大时,效果更明显;2阶耦合3阶的独立桨距控制对旋翼性能的提升效果比单独的2阶或3阶桨距输入更好,样例直升机的需用功率最多降低了4.5%,4阶的独立桨距输入则不利于提升旋翼性能;输入独立桨距后,旋翼桨盘迎角分布改善,后行侧迎角减小,有利于推迟失速,桨盘的后行侧的阻力系数减小,可有效降低旋翼的需用功率,提升直升机飞行性能。