旋翼尾迹涡系的等环量线处理技术及其在前飞固定涡系中的应用

本文论述等环量线尾迹描述方法,并介绍旋翼尾迹涡系的等环量线处理技术,及其在固定涡系下的实施导致的一种求解前飞旋翼气动载荷、流场与性能的方法。对H34机三种情况计算表明了对经典尾迹结果的改进,并证明尾迹结构精细化对新一代尾迹分析方法是必不可少的。     

无尾桨直升机实验研究(英文)

环量控制尾梁是无尾桨直升机反扭矩新技术。为了研究不同参数对环量控制尾梁的影响 ,设计制造了两个环量控制尾梁模型 ,本文介绍了该模型分别在风洞中和旋翼下进行的分布压力测量实验。通过对实验结果的分析、讨论 ,阐述了动量系数、缝隙几何参数以及相对来流速度等参数对环量控制尾梁上气动力的影响 ,并从理论上对实验结果进行了合理的解释。     

悬停旋翼在火箭发射线上的诱速计算方法

定性探讨了旋翼下洗速度对火箭轨道产生的影响．以直升机悬停条件下稳定尾流为例，计算方法从广义尾流模型入手，以期望的拉力值为收敛准则，通过反复修正迭代求解环量方程。最后，计算结果展示了旋翼下洗速度在火箭轨道上的分布，并作了简要分析。     

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。     

基于非定常气动模型的翼型动态响应计算

基于附着流状态下的旋翼非定常翼型气动模型,给出了计算该状态下的翼型非定常升力、阻力和俯仰力矩的数值计算方法。该方法采用半经验指数响应公式,将响应分为环量和非环量载荷部分,利用数值离散来得到非定常气动响应。应用该方法,分别进行了法向力、弦向力和俯仰力矩等的算例计算,并与可得到的试验数据进行了对比,验证了方法的有效性。同时,还对缩减频率和马赫数对法向力和俯仰力矩的影响进行了计算和分析,得出了一些结论。     

一种新的旋翼动态尾迹模型研究

针对直升机大机动实时飞行仿真的需求,提出了一种新的旋翼动态尾迹模型,并开展了初步的验证研究。该模型采用涡环单元来表示旋翼尾迹涡系,每个涡环具有5个刚体运动自由度和1个半径伸展收缩自由度,可描述大机动飞行中旋翼尾迹的拉伸、压缩、倾斜、弯曲等动态畸变行为,并给出桨盘或空间任意区域的旋翼尾迹瞬态诱导速度分布。以悬停状态旋翼拉力和俯仰角速度阶跃突增为算例,通过与尾迹畸变增广的Pitt-Peters动态入流模型的对比分析,验证了本文模型的正确性和实时性,并得到了一些新的结论。     

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。     

直升机实用涡环状态边界的确定

通过模型旋翼试验得到了合理的直升机涡环边界判据，并由此计算得到了直升机通用涡环状态边界。为验证该边界，进行了试飞验证工作，并得到了一些新的结论。综合试验研究、理论研究和试飞结果，提出了直升机下降飞行的“两线三区”的概念，便直升机涡环边界图更加合理，更为实用。     

悬停旋翼桨尖涡吹气控制的数值模拟

开槽桨尖是减弱旋翼桨尖涡强度的一种被动流动控制手段。旋翼桨尖涡由于涡量高度集中在一个很小的区域范围内,数值计算容易受到网格分布和数值耗散的影响,导致涡量耗散过快,不利于对旋翼尾迹涡开展研究。针对这一问题,文中采用重叠网格局部加密和湍流模型旋转修正等方法,获得了悬停旋翼的高分辨率桨尖涡流场。采用该方法,对比研究Caradonna-Tung旋翼基本外形和开槽桨尖外形在悬停状态下的空间旋涡流场,从涡量分布、旋涡特征速度等方面研究了开槽桨尖控制桨尖涡强度的流动机理,比较了4种不同开槽方式对控制效果的影响,以及对旋翼悬停性能的影响。结果表明,开槽桨尖能够有效减弱桨尖涡的强度,但同时会对旋翼拉力和扭矩产生一定的负面影响。     

基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整方法

旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因,而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法,耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning,IFT）系统,可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入,进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律,由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后,根据相位选择相应拉杆作为调整器,根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略,得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性,结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平,有效提高了旋翼动平衡调整效率。     

New Progress in Helicopter Rotor Wake Research

Rotor wake analysis,a fundamental research of helicopter technology,has been widely applied for rotor aerodynamic analysis. This paper summarizes the research of different rotor wake models at home and abroad and reviews the development process of rotor wake methods as well as the research achievement obtained in each stage.Then,the new progress of helicopter rotor wake methods is described in detail. It includes constant circulation contours modeling method of rotor wake,pseudo-implicit relaxation iteration and time-accurate solution method,research on aerodynamic interaction characteristics of helicopter rotor/fuselage by wake method,research on the rotor blade-vortex interaction noise and interaction of coaxial rigid rotor aerodynamics by viscous vortex particle method,and application of free wake method to helicopter flight dynamics modeling. In the end,some prospects for the research of helicopter rotor wake method are put forward,which clarifies the ideas for the future development of rotor wake method.     

基于嵌套网格和计入尾迹影响的旋翼流场数值模拟

给出了三维Euler方程数值模拟悬停状态旋翼流场的方法和模型。为充分考虑旋翼尾迹对流场的影响,采用了由动量理论导出的远场边界条件和由尾迹诱导速度代入滑移条件而构造的新翼面边界条件。为减少尾迹数值耗散和便于添加上述边界条件,采用了嵌套网格方法。针对嵌套网格中关键的贡献单元搜寻问题,本文采用一种伪贡献单元搜寻法。应用上述方法进行了算例计算,给出了有无尾迹修正时的旋翼桨叶表面压力分布和沿展向升力分布的计算结果,并与可得到的实验数据进行了对比。此外,从计算的等涡量线图上分析了旋翼尾迹流场畸变的发展趋势,表明了Euler方程法在旋翼涡尾迹捕捉方面的能力。     

神经网络在旋翼／机身气动干扰模型中的应用

由于直升机自身的特点,旋翼／机身气动干扰呈现非线性,且受多种因素的影响,用神经网络来解决这一非线性问题是一个很好的办法。将旋翼／机身气动干扰试验数据构造的学习样本,对网络参数进行学习,可以得到旋翼／机身气动干扰神经网络模型,进而可以用该神经网络模型研究直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。参数训练好的旋翼／机身气动干扰神经网络模型可直接用于直升机气动设计和实时仿真。笔者在对旋翼／机身气动干扰神经网络模型的建立进行论述外,还简要介绍了旋翼／机身气动干扰试验。     

舰面流场对直升机着舰时悬停操纵的影响

用N-S方程对某型军舰舰面流场流态进行了初步的数值模拟,采用实验数据修正计算结果,并将计算得到的流场叠加到某无人直升机旋翼流场中,初步研究了由于机库等钝体存在而引起的“陡壁”效应对直升机舰面起降时操纵量的影响。最后的计算结果表明,飞行甲板上方由于机库存在引起的垂向气流及其分布对舰载直升机悬停操纵特性影响较大,而侧向分量影响较小。文中着重建立适于工程应用的甲板流场计算简化方法,以用来方便地确定甲板流场和无人直升机着舰时的操纵需求,也可用于舰载直升机起降包络线计算来指导舰载直升机飞行训练     

基于广义动态尾迹倾转旋翼飞行器数学建模

为了进一步提高倾转旋翼飞行器的建模精度,采用广义动态尾迹理论建立旋翼的诱导速度模型,进而建立了旋翼气动力计算模型;考虑旋翼尾流对机翼的影响,建立了机翼气动力模型;考虑旋翼和机翼对其他升力面的气动干扰,建立相应的气动力计算模型;最后以XV 15倾转旋翼飞行器为例,对建立的模型进行验证。仿真结果表明：建立的飞行动力学模型可以很好地反映飞行器的物理特性,适用于倾转飞行器的飞行动力学研究。     

共轴刚性旋翼桨毂阻力特性及流动机理

共轴刚性旋翼直升机在高速飞行时,桨毂流动复杂、分离强、阻力大。为明晰其阻力特性和流动机理,采用CFD方法针对已完成风洞试验的共轴桨毂组合模型进行数值模拟研究,获得了桨毂组合模型各单独部件的阻力、表面流动和空间流场特征,阐明了产生阻力最大的部件和影响阻力的主要因素,揭示了中间轴整流罩和塔座设计参数的减阻机制。分析结果表明:上、下旋翼桨毂是产生阻力的主要部件;中间轴和塔座的分离尾流对桨毂表面流动产生较大的干扰作用,使桨毂整流罩表面受干扰区域产生气流分离;具有较缓和逆压梯度的中间轴整流罩和塔座能有效减小分离尾流对桨毂整流罩的干扰,从而降低整个共轴桨毂系统的阻力。     

基于VVPM/CA耦合的旋翼非定常载荷计算

为了提高旋翼非定常载荷计算精度,将基于黏性涡粒子方法(Viscous vortex particle method,VVPM)的尾迹计算引入至旋翼综合分析(Comprehensive analysis,CA)中,建立了一个新的旋翼VVPM/CA耦合计算模型。该模型中,旋翼VVPM基于第一性原理,可模拟尾迹的畸变和扩散而不引入经验参数,而旋翼CA则可以有效地进行桨叶弹性变形及非定常载荷计算,通过采用松耦合策略,可以高效地实现两者的信息交换。在此基础上,以SA349/2直升机为算例,针对其低速和高速两种典型前飞状态进行了深入分析,计算表明,本文建立的VVPM/CA耦合分析可以有效地预测旋翼尾迹形状及非定常载荷。     

应用PIV测量缩比共轴双旋翼流场特性的研究

采用粒子图像测速(Particle image velocimetry,PIV)技术对一缩比共轴双旋翼模型在悬停和以不同前进比前飞时的流场进行水洞实验。测量得到了旋翼流场的瞬时涡量的速度分布,桨尖涡的脱落轨迹,悬停时的尾迹边界和前飞时的尾迹边界等流场特性参数分布。研究了不同状态下共轴双旋翼流场的气动干扰特性。在悬停时,下旋翼的桨尖外侧有上洗流现象,而下旋翼则没有。与共轴双旋翼性能试验数据比较得出,在悬停时共轴双旋翼形式存在有利的相互气动干扰现象。实验还得出了悬停和不同前进比前飞时桨尖涡的脱落轨迹。