倾转状态的旋翼尾迹形状和挥舞响应分析

本文推导了旋翼在倾转时的桨叶挥舞运动方程,给出了桨叶升力面模型和尾迹时间推进预测—校正算法,并结合涡核模型和旋翼配平分析模型,建立了一个时间推进旋翼自由涡计算方法。通过计算的旋翼诱导速度与实验值的对比,验证了本文方法的有效性。然后利用该方法,计算了旋翼在倾转时的尾迹几何形状畸变和桨叶挥舞响应特性。     

应用时间精确自由尾迹方法的桨叶总距突增响应特性分析

直升机旋翼的气动特性对总距操纵输入的动态响应具有复杂的非定常特性。文中结合尾迹模型、PC2B算法、桨叶气动模型、挥舞动力学模型、非定常翼型模型和旋翼平衡模型,建立了一个时间精确旋翼自由尾迹和气动特性分析方法。利用该方法,首先,计算了前飞时旋翼入流分布,以及悬停状态桨叶总距增加时拉力系数的变化,通过计算值与实验值的对比,验证了方法的有效性;然后,利用该方法对模型旋翼在悬停和前飞状态桨叶总距阶跃突增时的拉力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和挥舞锥度角变化的时间历程进行了计算分析,得出了一些新的结论。     

基于角运动入流模型的旋翼俯仰状态气动响应计算

利用旋翼弯曲涡管理论模型,并计人涡核修正影响,发展了一个计算角运动对旋翼人流影响的分析方法,并通过该方法计算的旋翼人流分布与实验结果的对比,验证方法的有效性,然后计算了直升机在悬停和前飞时俯仰率对旋翼入流的影响.针对机动飞行时的尾迹畸变效应,对Pitt-Peters动态人流模型进行了增广,并建立了动态的尾迹畸变模型以考虑机动飞行时的尾迹滞后效应,推导了旋翼有角运动时的桨叶挥舞运动方程,并给出了旋翼的平衡分析模型.结合增广的人流模型、尾迹畸变模型、桨叶挥舞运动模型和旋翼平衡分析模型,建立了一个旋翼有角运动时的动态气动响应分析方法,并应用该方法分析了模型旋翼在机动俯仰状态下的旋翼动态挥舞响应和气动力响应.     

基于自由尾迹方法的自转旋翼气动特性研究

为研究自转旋翼的气动特性,建立了自转旋翼的自由尾迹方法计算模型,并耦合桨叶挥舞运动模型和自转旋翼配平模型,建立了一种分析自转旋翼气动特性的方法。以某试验自转旋翼为算例对该方法进行了验证并运用该方法研究了自转旋翼的尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布特性。研究结果表明:建立的自由尾迹方法计算模型可以满足自转旋翼气动特性分析的需求,相比传统的近似入流模型,该自由尾迹方法模型精度更高;前飞时自转旋翼尾迹随时间推移自桨盘处向桨盘后上方运动,水平面内自转旋翼尾迹畸变略小于驱转旋翼;自转旋翼桨盘诱导入流呈非均匀分布,从桨盘前缘到后缘,下洗入流大致呈不断增加趋势,在相同拉力水平下,自转旋翼90°方位角附近及桨盘后缘的诱导入流小于驱转旋翼。     

过渡状态的倾转旋翼气动特性计算分析(英文)

针对特殊的旋翼倾转运动,建立了一个过渡状态的旋翼非定常气动力数值计算方法.为正确模拟旋翼倾转运动使桨叶受到的附加惯性力及哥氏力作用,重新推导了旋翼倾转时的桨叶气动力模型和挥舞运动方程;为了适合于旋翼倾转时的入流和气动力计算,入流模型中考虑了倾转运动引起的旋翼尾迹弯曲影响.应用建立的方法,首先进行了旋翼配平计算,以验证计算模型,并给出了倾转旋翼的操纵量.然后,着重计算了旋翼在倾转过渡时的拉力.俯仰和滚转力矩随倾转角的变化,分析了倾转飞行时的前飞速度.倾转时间等对旋翼气动力的影响,得出了一些新的结论.     

基于PC2B格式自由尾迹方法的旋翼响应特性分析

旋翼自由尾迹模型的建模和桨叶动态响应计算的问题是直升机空气动力学领域中富有关键意义的课题。本文结合桨叶气动模型、旋翼涡尾迹模型、桨叶挥舞动力学模型、"PC2B"尾迹求解算法和旋翼配平模型,建立了一个时间精确的旋翼自由尾迹和桨叶动态气动响应的分析方法,并针对旋翼总距突增时的旋翼载荷和桨叶动态响应进行了计算和分析,得出了一些有意义的结果。     

基于瞬态尾迹模型的直升机旋翼旋转噪声计算

针对旋翼噪声时域方式求解的特点,本文在能考虑厚度影响的桨叶升力面气动模型的基础上,建立了一个随时间推进的瞬时自由尾迹模型,在该模型中,为提高桨叶载荷计算的准确性,计入了翼型的非定常气动力影响、桨叶的挥舞运动和旋翼的气动力平衡。利用建立的自由尾迹模型,结合Farassat的时域噪声预测理论,构建了一个旋翼旋转噪声预测方法。利用该方法首先计算了模型旋翼在前飞时的载荷和声压时间历程,通过与试验数据的对比,验证了方法的有效性,然后基于本文建立的噪声预测方法,计算了悬停和前飞状态直升机旋翼的厚度噪声、载荷噪声及总旋转噪声的声压时间历程和频谱特性。     

基于时间步进自由尾迹的旋翼总距突增气动响应分析

自由尾迹的桨叶气动模型中,考虑了由于桨叶预扭导致尾随涡不在同一个平面对控制点诱导速度的影响,翼型气动模型采用Leishman-Beddoes非定常气动模型,并推导得到操纵下的桨叶挥舞运动方程。采用二阶精度时间步进格式,耦合桨叶气动模型、挥舞运动方程,构建时间步进自由尾迹算法。而后计算旋翼尾迹在操纵条件下的变化历程,得到旋翼的气动响应。通过计算结果与实验数据的对比,验证方法的可行性,并分析操纵速率、预扭对气动响应的影响。     

基于升力面自由尾迹的直升机旋翼悬停性能参数影响研究

 最大悬停效率(FM_max)作为衡量旋翼悬停性能的常用指标,反映了旋翼能达到的最大悬停效率,但不能反映旋翼在一定桨叶载荷范围内保持高悬停效率的能力,本文给出了旋翼悬停保持能力的定义.为更准确地反映桨叶涡量分布,建立了基于升力面理论的桨叶气动模型;考虑有弯度翼型的影响,将涡量布置于翼型中弧线,随后基于自由尾迹模型、耦合刚性桨叶挥舞运动方程、翼型动态失速模型以及二阶精度时间步进格式建立了升力面自由尾迹方法.通过计算模型旋翼在不同桨尖马赫数下的悬停效率,并与试验数据对比,验证了方法的准确性.相比于升力线自由尾迹方法,建立的升力面自由尾迹分析方法能显著提高旋翼悬停效率计算精度.最后分析旋翼关键设计参数对悬停性能的影响,得到设计参数影响旋翼悬停保持能力的新规律.     

机动飞行状态的旋翼入流特性分析

基于近似弯曲涡管的旋翼涡流理论模型,并计入涡核修正影响,建立了一个分析角运动对旋翼入流影响的计算方法。利用该方法,本文首先计算了无角运动时的旋翼入流分布,并与可得到的实验结果进行了对比,以表明涡管尾迹模型的有效性,同时分析了涡环对空间点的诱导速度的变化趋势。然后计算了悬停、爬升及前飞状态下不同俯仰及滚转机动率对旋翼入流的影响,并给出了一些结论。     

用于旋翼气动特性计算的一种时间推进自由涡新方法

建立了一个新的用于旋翼尾迹和诱导速度分析的时间推进自由涡计算方法.在该方法中,推导了一个新的二步二阶预测-校正差分算法--"D2PC"算法,并对采用该算法离散表示的涡线主控方程进行修正,以提高尾迹的求解精度;基于Vatistas公式给出涡核模型,并考虑了实际的耗散影响;采用更适合于旋翼气动特性计算的简化升力面桨叶气动模型;同时在自由涡方法中结合了挥舞动力学模型和旋翼配平模型.通过计算的旋翼尾迹几何形状和下洗速度与实验值的对比,验证了本文建立的自由涡方法的有效性.然后利用该方法,计算和分析了在悬停和前飞状态旋翼的尾迹几何形状和下洗诱导速度.     

直升机剪刀式尾桨气动特性的研究

对剪刀式尾桨的气动特性进行了实验和分析研究。描述了在模型旋翼台上进行的实验 ,给出了拉力和扭矩随剪刀角变化的实验结果 ,对比了“下旋翼在前”和“上旋翼在前”2种不同布置的影响。实验表明 :“下旋翼在前”布置时的拉力大于“上旋翼在前”布置时的拉力 ;在某些剪刀角布置下会导致较强烈的桨 -涡干扰。然后 ,建立了一个剪刀式尾桨气动特性计算的分析模型 ,并进行了验证。应用这个模型 ,计算了剪刀式尾桨的桨叶诱速分布、升力分布以及桨尖涡位移 ,解释了拉力随不同剪刀角布置而变化的实验结果和实验中出现桨 -涡干扰的原因。最后 ,提出了几点结论。     

前飞状态直升机总距操纵响应特性计算

本文对直升机运动方程中关键的旋翼气动力预测采用非定常分析计算模型,建立了时间推进自由尾迹方法。通过计算的孤立旋翼的总距操纵突变时的气动力响应与试验值的对比,验证了自由尾迹方法用于瞬时气动响应计算的有效性,然后利用嵌入自由尾迹模型的直升机运动方程分析了在前飞条件下,对旋翼进行总距阶跃突增及余弦突增操纵时,直升机载荷因子和平飞速度的时间响应历程。     

静子尾迹对转子叶片气弹稳定性的影响

基于相位延迟方法,发展了一种可考虑前排静子尾迹对转子叶片气弹稳定性影响的能量法,并利用时间推进法对该方法进行了验证。对比分析了叶片不同模态和叶间相位角下,尾迹对转子叶片气动阻尼的影响。结果表明:尾迹对转子叶片气弹稳定性的影响显著,所发展的方法可准确、高效地对其进行模拟。与一阶扭转模态相比,尾迹对转子叶片一阶弯曲模态的气动阻尼影响更大;在不同叶间相位角下,尾迹使一阶弯曲模态的低气动阻尼进一步降低,使高气动阻尼有所增大,而对于一阶扭转模态,其影响则相反。      

贴地飞行的旋翼尾迹研究

本文研究了贴地飞行的重要气动问题—地面涡现象。通过对旋翼近地尾迹的分析,建立了计算地面涡的离地高度、纵向位置和强度的计算模型、公式和方法,并以此计算了桨盘处诱导速度分布。计算结果与实验值作了比较,达到了相当好的一致性。     

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.