共轴式双旋翼悬停诱导速度场的PIV实验研究

采用粒子图像测速( PIV)技术对悬停状态下共轴式双旋翼和单旋翼的流场特性进行了水洞实验测量,得到流场矢量图和涡量云图数据.通过对所得数据进行处理和深入分析,得出了悬停状态下共轴双旋翼流场特性的一系列有价值的结论,如:共轴式双旋翼产生的轴向诱导速度大于单独靠下旋翼产生的轴向诱导速度,但小于其两倍;沿旋翼轴向下,轴向诱导速度逐渐增大.径向诱导速度在桨尖区域表现为快速向内收缩,上旋翼收缩速度比下旋翼快,收缩范围大;对于单双旋翼,周向诱导速度都存在一个方向转向的半径位置,在其内和该旋翼转向相同,在其外则相反,对于理论研究和工程设计有重要的参考作用.     

基于自由尾迹方法的共轴式双旋翼流场分析

建立了一个适合于共轴式直升机双旋翼流场特性分析的自由尾迹计算方法.该方法中,桨叶模型采用了升力面/涡格法,尾迹则使用畸变的自由尾迹模型,以更好地模拟流场特性及计入桨尖三维效应.通过旋翼下洗速度的计算值与可得到的实验值对比,表明了该计算方法的有效性.然后,着重计算分析了共轴式直升机的旋翼尾迹结构和诱导速度分布,并与单旋翼情况进行了对比.结果表明:悬停时,与单旋翼相比,共轴式双旋翼在旋翼下方的诱导速度更大,但并非两幅单旋翼诱导速度的迭加;前飞时,随前飞速度的增加,上下旋翼间的相互干扰逐渐减弱.     

诱导速度分布和挥舞摆振耦合对旋翼力气动导数和直升机动稳定性的影响

本文研究了旋翼诱导速度的一阶谐波分布和挥舞摆振弹性耦合因素对旋翼力气动导数和动稳定性的影响。描述了根据王适存涡流理论诱导速度和环量封闭形式的特点所导出的诱导速度场,在无铰旋翼直升机稳定性中的应用。 本文以某典型直升机为例,说明了诱速分布和挥摆耦合对旋翼力气动导数和动稳定性的影响程度,绘制了旋翼力气动导数随μ的变化曲线。     

直升机涡环区域边界包线的确定

在旋臂式模型旋翼试验机（简称“旋臂机”）上模拟直升机的垂直下降和斜下降飞行，试验中首次发现了旋翼进入涡环区域的特征现象——旋翼轴扭矩的异常变化。在分析试验结果的基础上，探讨了确定涡环区域的方法，对美国Ｐｅｔｅｒｓ教授提出的涡环边界判据进行了试验修正，进而建立了一套通用的半经验算法，计算出了涡环区域的速度边界包线。计算结果与模型试验结果吻合较好。     

Φ5m立式风洞直升机垂直升降试验台研制

中国空气动力研究与发展中心研制的Φ5m立式风洞直升机垂直升降试验台具有旋翼转速、旋翼轴倾角、旋翼总距、旋翼周期变距等远程实时控制功能,可开展直径2~3m量级旋翼模型的桨尖马赫数相似试验.获得的试验数据表明,试验台性能优良,已经形成了旋翼模型垂直升降试验能力,具备了承担直升机垂直升降性能试验及机理研究的能力.     

共轴刚性旋翼悬停状态气动干扰机理

建立了一个基于Navier-Stokes(N-S)方程的共轴刚性旋翼气动干扰数值模拟方法。应用运动嵌套网格技术模拟双旋翼反转运动。通过与试验值对比,验证了方法的有效性。分析了共轴刚性旋翼悬停状态的气动性能和流场特征,结果表明,双旋翼气动干扰主要来自4个方面:双旋翼尾迹涡相互诱导引起"涡诱导效应",使上旋翼气动性能优于下旋翼;双旋翼周期性相遇-离开过程中桨叶附着涡干扰引起"载荷效应",对应拉力周期性升降波动;双旋翼相遇时"厚度效应"使双旋翼拉力产生相反的脉冲波动;上旋翼尾迹涡与下旋翼桨叶碰撞引起垂直"桨-涡干扰效应",使下旋翼桨叶展向拉力分布受到干扰。     

共轴双旋翼悬停地面效应气动特性分析

基于时间步进算法建立了适用于共轴双旋翼气动特性分析的旋翼自由尾迹模型,并采用面元法对水平和倾斜地面效应影响下共轴双旋翼系统气动特性进行了研究。在建模的过程中,采用Weissinger-L一阶升力面模型模拟了桨叶的三维效应,并充分考虑了旋翼/旋翼和旋翼/地面之间的气动干扰。通过与尾迹几何和诱导速度试验数据的对比,验证了计算模型的可行性。在此基础上,对共轴双旋翼在地面效应影响下的旋翼尾迹几何形状、流场诱导速度矢量分布和上下两旋翼桨叶的拉力系数分布进行了计算及分析。结果表明,悬停状态下,共轴双旋翼上下旋翼间存在强烈的气动干扰,且地面的影响使旋翼尾迹涡线径向扩展且向上卷起,对共轴双旋翼下旋翼拉力产生明显的影响。     

共轴刚性旋翼飞行器配平特性及验证

针对共轴刚性旋 翼与常规旋翼的区别,从挥舞运动、变距操纵和诱导速度3方面建立共轴刚性旋翼的气动力模型。采用等效挥舞运动概念,建立共轴刚性旋翼的挥舞运动方程;引入提前操纵角概念,建立与共轴刚性旋翼挥舞频率相适应的变距操纵模型;引入上下旋翼干扰因子,建立共轴刚 性旋翼的诱导速度模型。在此基础上,建立共轴刚性旋翼飞行器飞行动力学模型,并以XH-59A 直升机为例计算纯直升机飞行模式的配平特性,使用飞行试验数据验证了理论模型的正确性,同时讨论了共轴刚性旋翼飞行器与常规直升机配平特性的异同点。     

快速多极展开算法在自由尾迹分析中的应用

针对旋翼自由尾迹分析的计算效率问题,对快速多极展开算法(Fast multipole method,FMM)在基于直线涡元的尾迹互诱导速度计算中的应用开展了研究。分别构建了悬停和前飞状态下诱导速度多极展开计算的定义域;在进行远场诱导速度计算时,将直线涡元等效为涡粒,推导了诱导速度的多极展开表达式。通过对悬停和前飞状态下旋翼尾迹中涡元诱导速度的计算,分析了该方法的加速特性和准确性。在此基础上,采用多极展开算法求解了旋翼模型在悬停和前飞状态下的自由尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布,并与直接计算结果和实验数据进行了对比,表明FMM算法在提高计算效率的同时能够保持较高的精度。     

共轴倾转旋翼性能计算方法

共轴倾转旋翼飞行器是一款可折叠机翼的高速旋翼飞行器。本文建立了适用于共轴倾转旋翼飞行器直升机模式、倾转过渡模式和固定翼飞机模式的旋翼性能计算方法,并对比风洞试验数据验证了共轴倾转旋翼轴流状态的性能和共轴双旋翼前飞状态的性能。在此基础上,分析了共轴倾转旋翼在倾转过渡状态各性能参数的变化规律、上下旋翼诱导速度的分布情况、上下旋翼之间的干扰面积和干扰因子的变化趋势。结论表明:相同来流速度下,当倾转角增大,共轴倾转旋翼的拉力系数减小,功率系数先增大后减小,上下旋翼的受干扰面积和干扰因子均增大。     

直升机对大气紊流的响应

本文研究了直升机在大气紊流中的响应。文中假设大气紊流是一个在时间上平稳、在空间上均匀的随机场,紊流速度在桨盘上是线性分布,并以Von Karman模型来描述其频谱。诱导速度采用涡流理论导出的非均匀分布模型。 本文以其典型直升机为算例,计算了直升机对大气紊流的响应,并分析各紊流分量对直升机响应值的影响。     

A PREDICTION OF THE VORTEX-RING STATE BOUNDARY BASED ON MODEL TESTS

ＡＰＲＥＤＩＣＴＩＯＮＯＦＴＨＥＶＯＲＴＥＸ－ＲＩＮＧＳＴＡＴＥＢＯＵＮＤＡＲＹＢＡＳＥＤＯＮＭＯＤＥＬＴＥＳＴＳ￥ＸｉｎＨｏｎｇ;ＧａｏＺｈｅｎｇ（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＡｉｒｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ,ＮＵＡＡ２９ＹｕｄａｏＳｔｒｅｅｔ,...     

直升机对离散突风的响应

本文研究了直升机对离散突风的动态响应,文中所用突风模型均按规范要求选取,为分析不同突风模型对响应的影响,本文还讨论了正弦型突风模型和旋翼动力学模型。后者采用水平铰外伸量和桨叶根部有弹性约束的结构模型,其诱导速度在桨盘处的分布采用了由广义涡流理论所得的表达式。文中没有对直升机运动方程进行线化处理。本文以“直九”为算例,所得结果与规范较一致。     

悬停状态下旋翼旋转噪声的分析

对直升机悬停时旋翼的旋转噪声进行了初步研究，分别用单极子和偶极子声源描述旋翼的厚度噪声和载荷噪声，并根据悬停状态下旋翼气动载荷的特点，用傅立叶级数表示旋翼桨盘上各点的气动力和法向气流速度，然后代入单极子和偶极子声源声辐射公式中，求出旋翼桨盘外某观察点的声压值。最后结合一算例，分析悬停状态下旋翼旋转噪声的辐射特性和不同的展向载荷分布模型对计算结果的响应。     

旋翼结构参数及动力学参数对直升机操纵稳定性的影响研究

分析了直升机旋翼的预锥角，预掠角，桨叶根部的约束刚度和阻尼对直升机操纵性和稳定性的影响。旋翼的动力学模型采用有挥舞铰和摆振铰外伸量，桨叶根部在挥舞和摆振两个方向上都带有不弹性约束的形式；旋翼桨盘处的诱导速度分布采用自前向后直线增大的形式。分析结果表明：旋翼的预锥角和预掠角对直升机全朵的稳定性和操纵性的影响可以略去不计，而桨叶银部挥舞方向上的弹性约束刚度对直升机全机的操纵稳定性有较大影响，摆振方向上     

共轴双旋翼与单旋翼悬停流场实验测量值的对比

以三维激光多普勒测速仪测得的数据为基础，全面比较了共轴式双旋翼与单旋翼尾迹流场中轴向、径向和周向速度的特点与差异。分析指出，由于双旋翼相互间的气动干扰，导致其流场与单旋翼的明显不同，而这些不同沿各向异性，轴向最大，径向次之，周向最小。文中对周向速度表现出的异乎寻常的特点作了进一步的说明，这对建立共轴式双旋翼尾迹流场的数学模型具有重要意义。     

直升机机身对旋翼气动干扰的计算

建立了一个全耦合的机身对旋翼气动干扰的迭代计算方法。在该方法中，使用自由涡系模型代表旋翼对干扰流场的影响，使用三维面元模型替代机身的作用，并采用了一个基于“分析数值解匹配”方法的贴近涡／面干扰模型以改进机身引起尾迹畸变的计算。应用该分析方法，以Maryland大学4片桨叶的模型旋翼和机身为算例，计算了悬停和前飞状态机身对旋翼的气动干扰影响。计算结果表明，机身对旋翼气动干扰在悬停和前飞时是不同的，且从悬停至前飞，机身对旋翼平面某方位的诱导速度存在一个从上洗至下洗的过渡。     

桨尖下反对旋翼BVI噪声特性的抑制分析

基于计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,分析研究了新型下反桨尖对前飞状态旋翼桨/涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)噪声特性的影响。首先,通过求解Navier-Stokes方程获得准确的噪声声源信息,湍流模型采用一方程S-A模型。采用双时间法进行时间推进,为了提高流场的收敛速度,在伪时间方向上使用高效的隐式LU-SGS格式推进,并采用并行算法进行加速。然后,在获得的可靠声源信息基础上,采用基于FW-H方程的Farassat 1A公式求解噪声。对有试验结果的算例进行了对比计算分析,验证了本文噪声预测方法的有效性。在此基础上,针对具有典型BVI噪声特征的前飞斜下降状态,开展了不同下反角度桨尖新型旋翼噪声辐射特性的计算分析,通过噪声辐射球的对比结果表明,选择适当的下反桨尖,可以有效地降低前飞斜下降状态下旋翼BVI噪声,从而达到较好的旋翼噪声抑制效果。