直升机旋翼进水原因分析及根除方法

目前,国内外生产的金属旋翼后段件,凡采用有孔蜂窝生产的半钢性旋翼,其后段件在使用过程中,都存在着进水问题。本文力求在大量实验的基础上,分析旋翼进水原因,并提出根除方法,以提高旋翼后段件使用寿命,供今后旋翼设计参考。     

直升机旋翼锥体与平衡调整方法研究

旋翼系统、传动系统和发动机是导致直升机振动的主要振源,而影响最大且与定翼机有根本区别的是旋翼系统.本文主要研究旋翼质量、气动及机械不平衡等内部环境引起的旋翼周期性的持续振动问题,介绍了旋翼生产和外场使用过程中为降低旋翼振动水平所进行的旋翼锥体与平衡调整的方法和措施,并通过有关型号的实施,说明方法的有效性.     

地面系留对直升机动力响应的影响

 建立了系留状态下直升机旋翼/机体耦合非线性动力学模型,无铰旋翼简化为当量铰刚性桨叶模型,假定机体是刚性体并受起落架和系留索的约束,系留索静态时松弛并只能承受拉力。采用数值仿真研究了系留对模型旋翼地面共振的影响,对初始扰动和旋翼转速对系统动力学行为的影响也进行了仿真研究。对于无系留的模型旋翼来说,在任何转速下没有出现不稳定现象;地面系留时系统会呈现稳定响应、极限环以及大幅值振荡等非线性动力学行为,大幅值振荡将使系留索、接头和支持结构承受破坏性动力载荷。     

对直升机拉杆接头热处理变形的分析

１问题的提出钢制拉杆接头（图１）是直升机的关键件，它支撑着旋翼的运转。虽然该件的生产制定了严格的工艺规程和检验卡，但在热处理过程中仍存在许多技术问题，主要是热处理后尺寸变形量超差。如４０ｍｍ处及叉耳３６ｍｍ处，达不到规定的技术条件要求。在生产的前３...     

抢抓机遇奋起直追快速提升直升机旋翼技术水平

本文对我国旋翼从测绘仿制、引进生产专利、参考样机自行设计、对外合作到自主设计的发展历程进行了全面回顾,总结分析了旋翼技术的发展现状。面对几代人共同努力、来之不易开拓的旋翼研发新局面,在直升机蓬勃发展的今天迫切呼吁当代旋翼技术工作者适应新形势,努力实现直升机旋翼技术的跨越发展。     

旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响

为研究旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,建立了基于自由尾迹法和2阶升力线法的共轴双旋翼气动模型,分别计算和分析了共轴双旋翼的旋翼翼型、上下旋翼半径之比、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比等参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,最后基于分析结果综合优化了悬停状态下各旋翼的几何参数.结果表明:旋翼翼型、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比对共轴双旋翼悬停性能有一定的影响,上下旋翼间距对其影响较小,综合优化旋翼在拉力系数为0.01时与基准旋翼相比,扭矩系数降低10.5%,悬停效率提高9.5%.     

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.     

悬停状态直升机剪刀旋翼的试验研究

为了研究剪刀式旋翼的气动特征，在2m直升机旋翼模型试验台上进行了试验研究。试验中采用了新型研制的高精度旋翼天平和扭矩天平测量系统以及动态数据采集和处理系统，以确保试验结果的可靠性。作为对比，笔者首先针对普遍行浆进行了试验，给出了旋翼拉力和扭矩随总跷有变化的试验结果，然后，着重进行了剪刀式旋翼的试验，测量了旋翼的拉力和扭矩随不同的剪刀角的变化，并对不同旋翼间距对旋翼拉力和扭矩的影响进行了对比。结果表明，剪刀式旋翼的剪刀角和旋翼间距影响尾浆拉力大小，但对扭矩的影响不大。     

旋翼尾流对空空导弹的气动干扰研究

直升机发射导弹时,旋翼尾流对导弹产生很强的气动干扰,研究旋翼尾流对导弹的气动干扰对于改进机载导弹发射技术具有重要意义。结合动量理论和涡流理论,推导了桨叶环量方程,用广义尾流模型计算了旋翼下洗流场。并在此基础上用工程方法计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的某空空导弹气动特性,揭示了旋翼尾流对导弹的气动干扰规律,为直升机载导弹的发射控制提供了参考依据。     

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。     

复合式垂直起降固定翼无人机旋翼和机翼的干扰分析

复合式垂直起降固定翼无人机是一种兼具多旋翼无人机和固定翼无人机性能的复合式无人机,其创新之处在于阐明了旋翼安装位置对无人机整体性能的影响。针对该类无人机旋翼与机翼之间的相互气动作用比较复杂的问题,本文采用实验和流体仿真两种方法对其气动特性进行分析,初步确定了旋翼的安装方式,并结合无人机的平飞状态进一步确定了旋翼的安装距离。实验及数值模拟结果表明,无人机的旋翼安装在机翼下方比安装在机翼上方效率要高,且旋翼与机翼之间的安装距离对旋翼的升力和无人机的平飞续航性能都有一定影响。     

基于PIV技术的纵列式双旋翼尾迹特性实验研究

将现有单旋翼实验台进行改装,以适合于纵列式双旋翼的实验研究。基于PIV技术,针对悬停和前飞状态下的纵列式双旋翼时的桨尖涡特性进行了测量。通过改变前后旋翼的水平和轴向间距,调整两旋翼之间的重叠区域,研究了不同气动布局纵列式双旋翼干扰状态下的尾迹结构,并与单旋翼进行了对比。结果表明:悬停状态,随两旋翼纵向间距的增加,桨尖涡的轴向位移也逐渐增大,但桨尖涡径向位移并不是随纵向间距的改变而规律变化,在纵向间距为1.8R附近时最小;而双旋翼轴向间距的变化对桨尖涡的径向和轴向位移均有影响,但变化都不是很大。     

旋翼翼型气动设计与验证方法

为满足我国直升机研发对自主旋翼翼型的迫切需求,开展了旋翼翼型气动优化设计与验证方法研究.发展了旋翼翼型指标分析与给定方法,给出了我国直升机旋翼翼型谱系规划设想,以进化多目标算法为基础结合PCA算法建立了旋翼翼型多点/多目标优化设计方法,突破了旋翼翼型气动特性精准测量风洞试验技术.利用所建立的方法对典型厚度翼型进行了优化设计并开展了风洞试验验证,计算评估与试验验证均表明自主设计翼型综合性能较国外参考翼型有一定提升.在此基础上,进一步构建了旋翼性能理论计算与试验验证综合评估方法,两种方式得到的旋翼主要性能数据偏差小于5％,表明该方法具有较高的可靠性.评估结果显示,基于设计翼型的旋翼模型气动性能较基于参考翼型的旋翼模型提升了3％.     

新型旋翼推进式无人飞艇气动特性研究

为了解新型旋翼推进式无人飞艇推进旋翼与气囊之间的气动作用,通过流体仿真、采用SIMPLE算法和Spalart-Allmaras湍流模型对两种旋翼安装方案的气动特性进行了模拟分析,并初步确定了旋翼安装方式及结构。数值模拟结果表明,推进式安装方式推进效率远比拉进式安装方式要高,旋翼与气囊之间的距离对推进效率有一定的影响。     

自适应旋翼性能研究进展

自适应旋翼不同于常规被动旋翼设计,通过主动改变旋翼参数,优化旋翼升阻比,以适应飞行环境和飞行状态的变化,从而降低旋翼需用功率、提升直升机飞行性能。本文归纳了自适应旋翼在提升旋翼性能方面的国内外研究进展,主要包括：变转速旋翼、变直径旋翼、独立桨距控制旋翼、智能扭转旋翼以及桨叶翼型变体等,并对自适应旋翼提升旋翼性能方面的研究进展进行了总结和展望。     

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.      

共轴刚性旋翼干扰下机体外形对流场影响的数值模拟

针对共轴刚性旋翼干扰下直升机开展了机体外形对流场影响的数值模拟研究。首先,基于动量源模型和雷诺平均N-S方程的数值模拟方法,进行了孤立共轴旋翼下方诱导速度分布和ROBIN机身压强分布的验证计算。然后,对孤立机体以及有双旋翼干扰的原机体进行数值模拟,比较了有无旋翼干扰的机体流场。最后,分析了机头外形、垂尾方向、平尾及垂尾大小对流场的影响。结果表明:高速前飞状态下,有旋翼干扰的机体阻力小于孤立机体的阻力;旋翼下洗流场对机头压力分布几乎没有影响,但对尾翼附近流场有影响;机头采用适当曲率能够减小阻力,垂尾朝向处流场更紊乱;垂尾、平尾越大,其影响区域越大、阻力越大。     

基于动量源方法的直升机旋翼/机身流场数值模拟

建立了一套基于动量源方法的直升机旋翼/机身流场数值模拟方法.将旋翼对流场的作用以动量源项的形式代表,建立了一个包含动量源项的CFD方法.针对直升机旋翼/机身流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,采用了一种混合网格生成方法.通过结合旋翼桨叶的运动方式、几何特征及气动特性,建立一个包含动量源项的N-S方程的旋翼流场计算方法和迭代流程,并采用该方法进行直升机旋翼、机身和旋翼/机身下洗流场的数值模拟,得到了关于旋翼/机身干扰流场的一些有意义的结论.     

旋翼转速变化对直升机操纵品质影响分析

针对直升机旋翼转速设计问题,对变旋翼转速直升机飞行品质进行了研究。以某变旋翼转速直升机为研究对象,建立了无铰刚性单旋翼直升机飞行动力学模型,并参照ADS-33E-PRF飞行品质规范,计算了样例直升机在悬停以及前飞(30 m/s)时不同旋翼转速状态下的操纵带宽、相位延迟、姿态快捷性和轴间耦合等操纵品质指标,分析得到不同速度下旋翼转速变化对直升机操纵品质的影响。结果表明,旋翼转速降低对滚转与俯仰姿态变化飞行品质有不利影响,对小幅度偏航姿态变化飞行品质没有影响,对中等幅度偏航姿态变化有利,对直升机轴间耦合有不利影响。     

共轴双旋翼及孤立旋翼自转气动特性试验研究

为了研究旋翼自转状态下的气动特性,开展了孤立旋翼及共轴双旋翼自转气动特性试验研究。该试验设计了上/下旋翼具有不同安装形式的试验装置,可测得上、下旋翼及孤立旋翼的转速及其产生的气动力和力矩。通过风洞试验研究了共轴双旋翼以及孤立旋翼在自转状态下的气动特性,明确了旋翼转速及升力与影响参数之间的变化关系,对比分析了双旋翼上/下旋翼的相互干扰强度以及三片桨叶和两片桨叶的孤立自转旋翼气动特性,阐述了桨叶片数对旋翼稳定自转特性的影响,提出了提高直升机自转下降安全性的方法。