旋翼涡环状态气动特性和参数变化的风洞试验

为了研究旋翼下降和涡环状态的流场及气动特性,在中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞中,完成了BO-105直升机桨尖马赫数相似旋翼模型的流场和测力试验。试验获得了旋翼悬停和垂直下降状态桨盘附近的流场,同时测量得到了模型旋翼拉力、扭矩等参数的变化。试验结果表明:高速粒子图像测速法(PIV)相机成功捕捉到了下降率增大时旋翼涡量向桨盘附近聚集的过程。垂直下降率在0.9左右时旋翼拉力和扭矩最小,分别只有对应总距角悬停状态拉力的60%和80%左右。在深度涡环状态,旋翼周围存在大尺度涡结构周期性形成和破碎现象,这种现象是旋翼拉力和扭矩剧烈波动的原因。斜下降相对垂直下降而言,旋翼的拉力和扭矩损失都较小。抛物线桨尖外形与常规的矩形桨尖外形相比,垂直下降气动特性并无显著区别。      

倾转四旋翼飞行器垂直飞行状态气动特性

综合采用基于滑移网格技术的计算流体力学(CFD)方法与悬停状态气动干扰试验方法,对倾转四旋翼(QTR)飞行器垂直飞行状态的流场进行模拟与试验,研究飞行器垂直飞行状态气动特性以及部分参数对气动特性的影响.结果表明:倾转四旋翼飞行器在垂直飞行状态,前后旋翼之间干扰不明显,但旋翼与机翼的干扰明显;旋翼旋向对旋翼与机翼的干扰不...     

直升机旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响

悬停和侧滑状态的直升机主旋翼桨尖涡将穿透尾桨桨尖平面,由此导致尾桨非定常气动载荷发生明显变化。为更准确地模拟由主旋翼/尾桨干扰产生的尾桨非定常气动载荷变化,通过在面元压力项中增加由旋翼桨尖涡诱导的时变项,体现旋翼桨尖涡速度和几何时变对桨叶非定常压力的影响,同时采用涡面镜像法修正涡粒子法的黏性项,确保桨叶附近区域旋翼涡量守恒,建立旋翼尾迹对尾桨叶的非定常气动干扰模型,并耦合面元/黏性涡粒子法,构建直升机主旋翼/尾桨干扰下的尾桨非定常气动载荷分析方法。通过计算AH-1G旋翼桨叶非定常气动载荷特性,并与实验测量值、计算流体力学(CFD)计算结果对比,验证本文非定常气动干扰模型的有效性。随后基于NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)模型分析悬停、侧风和60°右侧滑状态主旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响,分析表明主旋翼尾迹对尾桨非定常气动载荷影响显著。悬停状态的主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力平均值下降、非定常气动载荷显著增加;左侧风状态,主旋翼/尾桨干扰削弱尾桨"涡环"程度,显著增加尾桨拉力和非定常气动载荷;60°右侧滑状态,主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力损失最大,且在低速侧滑状态出现尾桨拉力"迅速恢复"现象,尾桨非定常气动载荷幅值迅速增加。     

新型桨尖抑制旋翼跨声速特性的影响分析

为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速特性方面的作用,开展了多种桨尖对旋翼局部流动及气动特性影响的数值分析研究.发展了基于高效嵌套网格方法的旋翼流场高精度CFD求解方法.在此基础上,详细分析了桨尖外形对旋翼桨叶跨声速区域激波强度、激波诱导气流分离、桨尖涡尾迹及气动性能的影响.数值结果表明:桨尖的后掠和上反在缓解旋翼跨声速特性方面的作用相对较小;桨尖前掠和下反能更有效地减少桨尖外端跨声速区域,降低该位置激波强度并缓解激波-附面层干扰诱导的气流分离;后掠桨尖在减小旋翼反扭矩方面的整体效果良好,直线前掠桨尖在大桨盘拉力状态能够更有效降低旋翼扭矩(直线前掠30°时,扭矩降低达12.3%),桨尖下反可以有效抑制桨尖涡强度(抛物下反30°时,桨尖涡强度降低50%),并加快桨尖涡尾迹的耗散.      

螺旋桨滑流对自转旋翼气动特性影响分析

自转旋翼机在前飞时螺旋桨滑流穿过桨盘平面,为研究螺旋桨滑流对自转旋翼的非定常气动干扰,基于RANS(雷诺平均Navier-Stokes)方程,采用运动嵌套网格方法建立了适用于自转旋翼-螺旋桨气动干扰流场的计算分析方法,并对模型进行模拟。分析低速情况下,孤立状态自转旋翼和组合状态自转旋翼非定常气动特性及流场特性,研究不同速度及螺旋桨位置对自转旋翼气动特性的影响。计算结果表明螺旋桨滑流会影响自转旋翼在各方位角的升阻力特性,并引起自转旋翼尾迹在0°方位角附近发生畸变;相同升力下,来流速度越大旋翼后倾角越小,螺旋桨滑流对自转旋翼影响越小;增大螺旋桨与自转旋翼间距可以减弱螺旋桨滑流对自转旋翼的气动干扰。     

倾转旋翼典型飞行状态气动特性的CFD分析

针对倾转旋翼特有的悬停、巡航、过渡3种飞行模式,基于CFD方法分别对倾转旋翼的上述3种典型飞行状态进行了数值模拟.首先,基于运动嵌套网格思想建立了适合倾转旋翼运动模拟的多层运动嵌套网格系统.然后,基于RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)方程建立了适用于非定常流场分析的CFD模拟方法.为了提高整个流场的计算效率,时间推进采用高效的隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss Seidel)方法,并运用SPMD(single program multiple data)并行计算模式.最后,采用所建立的网格生成方法和流场求解器,进行了不同飞行状态下的倾转旋翼气动特性数值分析,验证了建立CFD方法的有效性并得出了多种飞行状态下的气动特性.结果表明:悬停状态下倾转旋翼相对于直升机旋翼有更加明显的下洗流影响区域.巡航状态两旋翼中心间距为2.5R时,倾转旋翼之间存在明显的气动干扰.过渡状态下,倾转旋翼提供的拉力在倾转角为45°前下降较快,且在倾转角较小时,倾转旋翼桨叶表面拉力分布仍能表现出直升机旋翼的特性.      

悬停状态倾转旋翼机非定常气动干扰研究

悬停状态旋翼/机翼机身干扰流场的高精度数值模拟对准确预估倾转旋翼飞行器气动性能具有十分重要的意义,开展该干扰流场的高精度数值模拟一直是直升机空气动力学领域的研究热点和难点之一。本文基于运动嵌套网格技术,建立一套适用于倾转旋翼非定常流场的CFD方法。采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为主控方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,时间推进上采用高效的隐式LU-SGS格式。在此基础上,首先开展某新型倾转旋翼无人机的旋翼/机翼机身非定常干扰流场数值模拟研究,得到了与文献相符的“喷泉效应”现象,计算结果显示干扰作用使总拉力损失16.6%。然后着重研究了不同襟副翼预置角对降低悬停状态下旋翼/机翼机身气动干扰作用的影响,研究结果显示45°襟副翼预置角效果最佳,使全机总拉力损失从原来的16.6%降到13.8%。     

倾转旋翼机连续倾转过渡状态数值模拟

倾转旋翼机在倾转过渡过程中气动构型不断变化,气动特性具有强非线性的特点。针对倾转旋翼机复杂的连续倾转过渡状态,基于运动嵌套网格和局部坐标系理论建立一套适合于模拟倾转旋翼机连续倾转过渡状态的网格系统,并采用 RANS 方程建立适合于强非线性气动特性的非定常流场分析的 CFD 方法;采用该方法模拟某型倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的连续倾转过渡状态的气动特性。结果表明：对于不同的倾转过渡时间,旋翼和机体气动特性随旋翼倾转角增加变化趋势基本一致;随着旋翼倾转角增加,机体升力系数先增大后减小,在旋翼倾转角 40°附近达到最大,相比初始状态及平飞状态增大约 30%;随着旋翼倾转角、总距角及前飞速度线性增大,旋翼拉力系数及其垂向分量逐渐减小;旋翼倾转角和前飞速度线性增大,采用合适的总距角非线性变化曲线,倾转旋翼机总升力可以保持在目标值附近。     

非定常预处理方法在倾转旋翼飞行器悬停状态气动干扰模拟中的应用

针对倾转旋翼飞行器的多种速度尺度并存的复杂流动问题,发展了能够统一求解同时包含不可压缩流动和可压缩流动的非定常预处理方法和一种考虑了流场物理信息传播方向的预处理远场边界条件。结合适用于倾转旋翼飞行器的复杂外形及大位移问题的非结构混合网格技术和重叠插值技术,建立了倾转旋翼飞行器的数值模拟方法。在此基础上,首先通过悬停算例验证了数值方法的有效性,确定了选择预处理截断参数的原则。然后探究了倾转旋翼飞行器直升机模式悬停状态的尾迹涡结构演化过程,研究了“喷泉效应”和“地面效应”对倾转旋翼气动性能的影响。计算结果表明,旋翼尾迹涡的耗散在不同方位角存在较大差异。“地面效应”抑制了旋翼尾迹的发展,提高了旋翼整个方位角区域的升力系数,而不仅限于机翼上方方位角区域。 “地面效应”作用强于“喷泉效应”作用,使旋翼相对于孤立旋翼拉力系数略微增大了5.26%,但同时整个倾转旋翼飞行器的总的向上的力只有孤立旋翼拉力的82.46%。结论表明预处理方法和预处理远场边界条件能够较好地模拟倾转旋翼飞行器悬停状态的干扰流场,兼顾了数值计算的耗散性和稳定性。气动干扰对倾转旋翼飞行器整体气动性能有重大影响。      

基于自由尾迹和升力面方法的四旋翼气动干扰分析

为研究悬停与小速度前飞状态下四旋翼直升机四副旋翼之间的气动干扰,建立了一种适用于多个旋翼气动干扰分析的计算方法。该方法桨叶模型采用升力面/涡格法,尾迹使用畸变的自由尾迹模型。然后,计算单旋翼与纵列式旋翼的气动性能,并与试验值对比,以验证方法的有效性。最后,将配平的四副旋翼置入同一流场,来自其他旋翼的干扰会改变四副旋翼的力和力矩,计算了这些力和力矩的变化并对计算结果进行了分析。结果表明:在悬停和小速度前飞时,由于干扰,四旋翼前方的两副旋翼拉力增加、功率减小,后方的两副旋翼在距离前方旋翼尾迹较近时拉力减小,功率增加。     

Numerical investigation of full scale coaxial main rotor aerodynamics in hover and vertical descent

The original free vortex wake model was used for numerical investigation. Calculation of the aerodynamic characteristics in hover and vertical descent modes in the range of vertical descent speed of 0–30 m/s including the Vortex Ring State (VRS) area was performed. The calculations were carried out under the condition of variable blade pitch angle values providing a fixed time-average thrust value. Visualization data of free vortex wake shapes, flow structures, and velocity fields were obtained and analyzed. The time-dependences of the rotor’s thrust and torque coefficients were obtained and analyzed. The obtained data allows determining the boundaries of the VRS area by various criteria such as rotor thrust and torque pulsations, growth of rotor power consumption relative to the hover, growth of rotor induced velocities relative to the hover, and growth of the required rotor blade pitch angles values. The results of the study are compared with experimental and calculated data of other authors and can significantly supplement the available results of experimental and computational studies in this area.     

Computational Research of the Main Rotor Hover and Vertical Descent States Based on the Nonlinear Blade Vortex Model

The research is conducted of aerodynamic performance of the Mi-8 helicopter main rotor in the hover state and the vertical descent state, including vortex ring states (VRSs). Total and distributed aerodynamic performance, wake patterns, and main rotor flow patterns are calculated. The findings and results were compared with those provided by other researchers.     

旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。     

悬停状态倾转旋翼/机翼干扰流场及气动力的CFD计算

基于一套高效通用的多层运动嵌套网格技术,建立了适合悬停状态倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰特性分析的高效混合计算流体力学（CFD）方法。在倾转旋翼/机翼贴体网格区采用可压雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程作为主控方程,过渡/背景网格区选用Euler方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型。时间推进上采用双时间推进格式进行非定常求解,并在方法中运用了SPMD（Single Program Multiple Data）模式的并行加速技术。在此基础上,首先分别采用UH-60A直升机旋翼及XV-15倾转旋翼机旋翼作为数值算例,验证了CFD方法的有效性。然后着重对倾转旋翼/机翼的非定常干扰流场及气动力分布特征进行了数值研究,模拟得到与实际情况相符的“喷泉效应”干扰现象。计算结果表明,干扰作用使得倾转旋翼相对于孤立旋翼拉力数值减小了3%,但总的拉力系数损失达到了17%,证明悬停状态下气动干扰对飞行器气动性能有重要影响。