升推力装置对复合直升机飞行性能的提升

为探讨升推力装置对常规复合式直升机的飞行性能影响,建立了一种复合式直升机性能分析模型。以加装机翼和螺旋桨的UH-60A直升机为样例,探讨了机翼和螺旋桨参数、升推力分配对全机性能的影响机理。结果表明:低速时,机翼和螺旋桨效率低,加装机翼和螺旋桨会降低全机升阻比;螺旋桨转速越高或桨叶负扭越大,导致螺旋桨的型阻功率越大,升阻比降低越明显。高速时,机翼和螺旋桨效率增加,螺旋桨承担绝大部分推力、机翼承担大部分升力,并降低旋翼转速,为旋翼卸载,降低了旋翼诱导和型阻功率,显著提升了全机性能;升阻比随升推力分配分别先增加后降低。300 km/h时,100%、90%、85%和80%旋翼转速时,对升推力进行优化分配后,将基准直升机的升阻比分别提升了40%、2133%、270%和306%。     

小型复合式高速直升机总体初步设计

复合式高速直升机是直升机的热点发展方向之一，为此开展了一款小型(100 kg级)复合式高速直升机的设计研究。首先，提出了设计要求并给出合适的总体参数。然后，进行了气动布局设计并绘制三维模型，对该构型存在的旋翼/机翼/螺旋桨气动力部件干扰使用动量源方法进行了初步分析，得到了气动干扰特性及机身气动部件随不同速度前飞时的升阻力特性。最后，基于常规直升机的飞行性能计算方法，提出了复合式高速直升机飞行假设及该构型飞行性能的计算方法，并对飞行性能进行了分析计算，完成了100 kg级复合式高速直升机总体方案设计。研究成果可为今后该构型飞行器的设计研究提供一定的借鉴。     

复合式高速直升机螺旋桨变距性能评估与测试

复合式高速直升机在机翼两侧安装螺旋桨，通过调整左/右螺旋桨的桨距提供前向推力和偏航力矩，对螺旋桨变距性能要求较高。首先，简要介绍了某型复合式高速直升机的总体气动布局，建立了非线性动力学模型；然后，开展了全速度包线闭环飞行仿真，分析了飞行仿真历程数据，提出了螺旋桨变距的角度行程和速率需求；在此基础上，针对所研究的复合式高速直升机设计了螺旋桨变距机构，测试获得了实际的螺旋桨变距性能指标，初步验证了该螺旋桨变距驱动控制方案的可行性。     

复合式高速直升机旋翼下洗流对机翼的气动影响分析

对复合式高速直升机的旋翼两侧不同强度下洗流对机翼的气动干扰分析,可以为类似构型直升机的气动外形设计及优化提供一定的参考。采用动量源方法对复合式高速直升机悬停及前飞状态的流场进行数值模拟,分析旋翼两侧不同强度的下洗流对机翼的气动影响,研究改变旋翼桨盘高度和机翼展弦比对气动特性的影响。结果表明：复合式高速直升机前飞时,随着旋翼桨盘的增高,两侧机翼升力差峰值减小,且峰值落在更小速度处;随着机翼展弦比的增大,两侧机翼升力差峰值减小,且在峰值后同一速度下,机翼越细长两侧升力差越小。     

复合式直升机技术特点及发展概述

复合式直升机既可垂直起降、悬停和低速飞行,又具有高速、远航程和长航时的性能特点,无论是在军事还是在民用领域都具有非常重要的实用价值。对比常规直升机,总结了复合式直升机的性能优势,介绍了现今已发展的复合式直升机型号。针对复合式直升机的总体构型、气动干扰、操纵策略及操稳特性进行了较细致的总结。对复合式旋翼桨叶结构的选择、辅助推力/升力系统的抉择、复合式布局的技术特点进行了总结和分析。     

基于遗传算法的常规复合式高速直升机飞行性能参数优化

单旋翼带尾桨式的传统直升机受旋翼气动特性的不利影响，其最大飞行速度等性能受到制约，因此高速直升机成为国内外研究的热点。为研究基于遗传算法的参数优化对常规旋翼构型复合式高速直升机飞行性能的影响，本文采用动量叶素理论和Young曲线拟合相结合的方法建立了悬停和低速下负拉力状态螺旋桨气动模型，构建了基于遗传算法的飞行性能优化模型。以X3高速直升机为样例，对悬停、低速（200km/h）和高速（400km/h）分别进行优化，分析了直升机功率、操纵量和姿态角变化。结果表明，基于遗传算法的参数优化方法能提升特定速度下复合式直升机的飞行性能。悬停、200km/h和400km/h优化后的直升机总功率均降低，比基准值分别低16.3%、10.9%和19.6%。高速时最优直升机总功率主要依赖优化旋翼部件，通过显著降低旋翼总功率来实现。悬停状态的优化参数趋势和操纵量变化与400km/h优化后的相反，而200km/h优化后的旋翼参数变化趋势与悬停状态一致，螺旋桨参数变化趋势则相反。本文为未来高速直升机总体参数选择、飞行性能优化等提供一定的帮助。     

基于配平的共轴刚性双旋翼直升机飞行性能计算与分析

以共轴刚性双旋翼直升机为研究对象,对其飞行性能展开研究。首先,建立了考虑双旋翼间干扰、旋翼以及机身对尾推的干扰、旋翼对机身及尾翼干扰的直升机飞行力学模型。其次,建立了共轴刚性双旋翼直升机需用功率计算模型,以X2直升机为算例,计算了其配平状态下的需用功率,并用文献中的试验数据对需用功率计算结果进行了验证。然后,建立了发动机功率与耗油率模型以及直升机飞行性能计算模型。最后,计算并对比了X2直升机带推力螺旋桨模式和纯直升机模式下的飞行性能。研究结果表明,带推力螺旋桨模式的直升机飞行性能优于纯直升机模式的飞行性能。     

复合式直升机前飞状态旋翼-机翼干扰计算分析

采用自由尾迹算法和涡格法,编制了针对复合式直升机旋翼-机翼升力系统的气动计算程序,对于旋翼和机翼间的气动干扰情况进行了初步分析,计算了不同前飞速度下机翼旋翼之间的相互干扰情况,计算结果验证了程序的可行性.同时表明:机翼-旋翼间的干扰与速度有较大关系,而机翼对旋翼扭矩的影响大于对旋翼拉力的影响.由于相互干扰的存在,旋翼和机翼的效率都会降低.这为复合式直升机的设计提供了参考和分析工具.      

复合式常规旋翼高速直升机机身气动布局风洞试验研究

复合式常规旋翼高速直升机是国内外高速直升机重点发展的几种构型之一。本文首先简要介绍了某300kg复合式常规旋翼高速直升机的机身气动布局形式，针对该机设计并加工了1∶1.5机身风洞试验模型，在4m×3m风洞开展了机身气动特性风洞试验。通过对比不同机身部件组合状态在不同迎角、侧滑角条件下的气动力及纵横向气动导数，获得了全机及各部件气动性能。根据风洞试验结果，结合已建立的旋翼气动力模型和螺旋桨气动力模型，建立了全机飞行力学模型，并分析了不同飞行速度下全机的静稳定性，验证了该复合式高速直升机具有合理的机身气动布局，研究结果可为复合式常规旋翼高速直升机的进一步发展提供参考。     

复合式共轴直升机飞行动力学数学模型研究

建立了复合式共轴直升机的飞行动力学数学模型。根据复合式共轴直升机的构型特点,计入上下旋翼,旋翼与机翼之间的相互气动干扰,建立了旋翼、机翼等部件的气动计算模型。以某小型复合式共轴直升机为例,运用牛顿迭代法完成了3种飞行模式下的配平计算,得到了从悬停到高速前飞各种飞行状态下的操纵量和状态量,分析了复合式共轴直升机飞行的物理...     

飞机大迎角机动非线性气动力模型的辨识

给出一种基于最大似然辨识的方法,用以分析飞机模型的大迎角大幅强迫简谐振动获得的气动力和力矩数据,在泛函分析和非定常气动力线性理论的基础上,通过合理的简化建立了能够包括气动力动态失速和涡流破裂及显著气动迟滞效应的大线性气动力模型表达式,并应用飞机模型的试验数据验证了该方法的计算结果,实际计算结果表明该非线性气动力模型能够较为精确地计算飞机模型大幅度迎角简谐振动产生的气动力响应。     

一种飞行器投放分离气动力辨识修正方法

空中投放发射的大翼面飞行器的分离轨迹与姿态受载机干扰流场影响更加明显,对分离时干扰气动数据库的准确性提出了更高要求。针对投放分离干扰气动力特点,提出了一种简化的差量气动力模型,并给出了一套飞行数据处理与参数预估计的方法。分离段飞行数据的辨识结果与六自由度飞行动力学仿真结果说明了提出的差量气动模型与相关数据处理方法的有效性。用辨识结果对气动数据库进行修正提高了数据库的准确度,可提高分离安全飞行仿真分析的精度。     

EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF AERODYNAMICINTERACTION EFFECT OF ROTOR WAKE ONFUSELAGE OF HELICOPTER

The aerodynamic interaction effect of rotorwake on fuselage isan importantproblem in designof helicopter. It affects flight performance,equi-librium,control stabilization and vibrational level.The developing trend of modern helicopter is thatthe size is towards more compact and the load ofrotor disk is towards heavier. The load of rotordisk is about 2 0 kg/ m2 in the 5 0 s,but for modernhelicopter it is up to about 5 0 kg/ m2 . Therefore,the strong rotor wake impacting the closerfuselageand t…     

基函数宽度对RBF神经网络气动力模型精度的影响研究

将带输出反馈的RBF（recursive radial basis function, RRBF）神经网络用于构建非定常气动力模型,能够得到一种动态非线性气动力降阶模型（reduced order model, ROM）。隐含层神经元的基函数宽度是该气动力模型的一个重要参数。为了研究基函数宽度对RRBF神经网络的影响,首先通过数学分析和计算仿真研究了训练过程中宽度与神经网络结构之间的关系,而后用NACA0012翼型俯仰运动作为算例,研究模型在不同训练信号、延迟阶数和流动状态的情况进行测试。测试结果表明,基函数宽度对此类非定常气动力模型的稳定性及泛化能力都有较大影响;最优宽度的选择随训练及预测信号的变化有所不同;较多样本时,通常选择55~75的宽度能够保证非定常气动力模型具有较高的预测精度。通过对随机俯仰运动样本的预测结果,验证了宽度的最优选择范围。     

二维气动问题中Kriging代理模型精度影响因素

以二维跨声速临界翼型的阻力特性为对象,探讨样本点数目、Kriging代理模型参数及其类型等对模型精度的影响.阻力系数采用计算流体力学（CFD）方法得到.模型精度的验证采用交叉验证方法,采用平均误差、最大误差和标准交叉验证残差来衡量Kriging代理模型的精度.研究结果表明:①Kriging代理模型预测气动阻力效果较好.②模型精度随样本点的增多而提高,剔除与样本点响应趋势不相符的“奇异点”后,模型精度显著提高,平均误差减小5%~38%,最大误差减小13%~77%.③核函数类型对模型精度的影响最大,相关参数次之,回归模型的影响最小.采用高斯相关函数、2阶多项式回归模型,以及合适的相关参数值时,Kriging代理模型的精度最高.      

悬停状态直升机桨叶扭转分布的优化数值计算

建立了一套基于高精度计算流体力学(CFD)技术和代理模型优化算法的旋翼气动外形设计方法。在该方法中,旋翼流场气动性能的计算采用了基于Navier-Stokes/Euler方程的CFD方法,并根据流场特点、精度和效率的要求采用Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型,通量计算采用Roe-MUSCL格式进行。为提高网格生成质量和便于流场控制方程的求解,将流场分成两个区域,即围绕旋翼的黏性区和无黏的背景网格区。其中,桨叶网格使用了基于二维翼型网格的参数化方法生成,数值计算结果表明该方法有效地提高了网格生成质量及效率。在参考旋翼流场及桨叶细节流动分析的基础上给出设计变量及范围,有效减小了优化问题的规模;为满足优化和机理分析的需要,将基于置换遗传算法优化的拉丁超立方(PermGA LHS)方法和径向基函数(RBF)的代理模型优化方法引入到桨叶外形的优化设计中。首先以Helishape 7A旋翼为算例,检验了数值模拟方法的准确性。然后,应用所建立的优化方法针对旋翼负扭转分布进行了优化计算,结果表明优化后的旋翼悬停气动性能比优化前有了明显提高。     

高速颤振模型设计中颤振主要模态的判断

颤振模型设计时难以实现完全的动力学相似,需要对颤振主要模态进行合理选择。采用数值分析方法,对颤振模型设计时主要模态的选取问题进行研究。通过各阶模态振型下气动刚度系数的比较、指定运动形式下广义非定常气动力的计算和不同模态截断下颤振结果的收敛特性分析,研究了颤振分析时不同模态运动之间的相互影响,对模态运动引起的气动力和颤振特性变化进行评估。以高超翼面模型为研究对象的数值算例结果表明,几种分析方法所判断的颤振主要模态基本一致。其中基于振型的广义气动刚度系数参数,避免了非定常气动力的计算,可作为颤振模型设计或颤振分析时主要模态选取的快速判断方法。     

充气机翼承载能力和气动特性分析

应用结构力学和材料力学的相关理论分析了一种充气机翼的承载能力,基于充气机翼特性和工程要求分析,确定了充气机翼失效的条件,建立了充气机翼弯曲变形的力学模型,并通过试验验证了该模型的合理性;然后,利用FLUENT 6.3对该种充气机翼翼型进行了气动特性仿真分析,并与相应的标准翼型进行了对比.最后,将三维充气机翼的气动载荷仿真数据导入Patran,对充气机翼在飞行状态下的应力和变形进行了有限元分析.      

大迎角非定常气动力数学模型研究

对建立纵向大迎角非定常气动力模型的状态空间法进行了分析。针对模型形式复杂、待辨识参数过多的问题,提出了减少参数的新模型。新模型保持状态方程不变,简化了输出方程。结果表明,改进的模型简化了辨识过程,可同时表现气动力非线性与非定常的基本特性,准确预测动态气动力。     

CT-1标模大迎角静态气动特性数值模拟

 采用雷诺平均的Navier-Stokes方程,对接网格技术和TRIP（TRI sonic Platform）软件,数值模拟了CT-1标模大迎角静态气动特性。来流马赫数0.5,迎角0°～100°,侧滑角0°和5°,在与1.2 m跨声速风洞试验结果对比的基础上,重点讨论了对流项离散方法、湍流模型、远场距离和不同尾部处理形式对CT-1标模大迎角静态气动特性影响。研究结果表明,不同尾部处理形式对大迎角静态气动特性数值模拟结果影响显著,模拟试验的尾部支杆是对比大迎角静态测力试验结果与计算结果的基本要求。