海豚型旋翼桨叶气动弹性稳定分析

本文通过对海豚型旋翼桨叶的气动弹性稳定性分析,研究了一类介于铰接式与无饺式之间旋翼桨叶的气动弹性稳定性。首先,从应变张量出发,运用Hamilton原理推导出旋翼浆叶全耦合运动偏微分-积分方程组;然后,运用摄动法对悬停状态的旋翼桨叶作了颤振分析,从而确定了该桨叶某些在生产、使用和改型中易变的参数,如:挥、摆、变距方向上的约束刚度和阻尼的变化,气动扭转的变化,飞行高度的变化等对气动弹性稳定性的影响关系。研究的结果对海豚型旋翼桨叶的国产化具有一定的实际意义,对进一步探求这类旋翼桨叶的气弹稳定性也具有一定的参考价值。     

旋翼翼型定常-非定常特性综合优化设计新方法

旋翼翼型对直升机旋翼及全机气动特性有至关重要的影响。结合直升机飞行特性及旋翼工作气动环境,本文提出了一种新的旋翼翼型设计理念,即定常优化设计同非定常设计相结合的方法来开展直升机旋翼专用翼型的优化设计。首先,建立旋翼翼型非定常气动特性的高精度CFD求解方法,以获得旋翼翼型在相应状态下的升力、阻力和力矩等气动参数。其次,针对旋翼翼型优化状态的特点,对于翼型静态优化及动态失速优化分别采用遗传算法和序列二次规划算法。在上述方法建立基础上,首先针对定常状态下的原始翼型(SC1095)进行优化设计,获得一个满足设计要求的静态优化翼型,进一步着重对该翼型在非定常状态下进行优化设计,成功地得到一种新翼型,并具有非常规外观。结果表明,在设计状态下,新翼型在保持良好定常气动特性的同时,明显减弱了动态失速状态下的分离涡,从而显著改善了翼型的动态失速特性。     

直升机旋翼空气动力学的发展

本文分两大部分，即旋翼理论分析的发展（认识旋翼）及旋翼浆叶外形的发展（改造旋翼）。在第一部分中，阐述了旋翼滑流理论、叶素理论、涡流理论（其中又包括固定尾迹的经典涡流理论、预定尾迹的半经验涡流理论、自由尾迹的现代涡流理论）和旋翼CDD方法。在第二部分中，讨论了旋翼桨叶的翼型、浆尖形状、扭转角分布等的变化历程。最后，作为总结，提出了旋翼理论分析和浆叶气动外形的四代发展阶段的划分。     

旋翼非定常气动载荷及瞬态气动响应计算

建立了一个用于定常和机动飞行状态下旋翼非定常气动特性计算的数值方法。该方法在时间步进自由尾迹方法的基础上,采用4阶精度的Adams-Bashforth-Moulton预测校正多步法对离散的旋翼尾迹进行求解,耦合了桨叶挥舞运动模型、旋翼配平模型,并采用Beddoes非定常气动模型来模拟桨叶的压缩、气流分离效应。应用该方法,开展了不同状态下旋翼非定常载荷及总距突增时的旋翼瞬态气动响应的计算,并结合试验结果进行了对比分析。结果表明,本文建立的方法不仅可以准确地求解定常飞行时旋翼的非定常气动载荷,捕捉其沿方位角的变化特征,并且也可以准确模拟总距突增时,旋翼的过冲、迟滞等瞬态气动响应过程。     

F数缩尺法旋翼颤振动力相似模型设计

本文介绍用F数缩尺法设计直升机旋翼颤振相似模型的方法。文中首先根据微分方程,应用方程分析法建立了旋翼弯曲颤振的相似准则数,然后以Y-2复合材料桨叶为例,设计了缩尺比为1/5的旋翼颤振动力相似模型,得出了初步结论。     

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。     

M数缩尺法旋翼颤振动力相似模型设计

本文以延-2复合材料桨叶旋翼为例,用M数缩尺法尝试设计了缩尺比为1/5的颤振相似模型。设计从旋翼颤振微分方程开始,应用π定理得出10个独立相似准则数,列出各有关物理量缩尺因子后进行模型结构设计,从而得出了若干有益的结论。     

悬停状态旋翼流场显示的试验研究

介绍了悬停状态旋翼流场显示的试验方法及相应的试验装置，阐述了用干冰汽化时产生的烟雾作为流场显示介质的优越性。指出显示介质的选用应综合考虑介质对流场显示效果的影响、介质对设备和操作人员的危害及试验的经济性和可行性等因素。并对烟雾喷嘴与旋翼相对位置对流场真实性的影响进行了研究，着重研究了浆尖涡喷嘴的不同径向位置位置对流场边界的影响及确保流场真实边界应采取的措施。最后，用试验的方法定性分析了浆叶片数、浆尖速度及浆叶安装角对悬停状态旋翼流场几何开状的影响。试验结果表明，本文研究方法与国外同类试验相比，在达到同样的流场显示效果的情况下，具有试验费用低、操作简便和对人、设备无危害的优点。     

旋翼桨叶动力响应分析的一种方法

本文是研究旋翼桨叶动力响应问题第一阶段工作的初步小结,叙述了分析该问题的一种方法:用有限元素法确定桨叶动力特性;用称之为“振型迭加——逐步求解法”的方法解运动方程.具体分析对象为:直升机大速度定常前飞状态、桨叶挥午弯曲——扭转耦合情况的动力响应问题。     

动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响研究

在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,对于倾转旋翼机动力学设计具有理论指导意义.     

共轴刚性旋翼气动干扰特性风洞试验研究

针对共轴刚性旋翼上下旋翼间复杂气动干扰问题,利用4 m直径共轴刚性旋翼缩比模型开展了悬停及前飞状态风洞试验研究。试验中,采用两套六分量天平对共轴刚性旋翼的上下旋翼进行分开测力,并测量了相同操纵量输入时的孤立单旋翼气动力。通过分析双旋翼状态下的上下旋翼与孤立单旋翼的气动力的对比结果,研究了共轴刚性旋翼在悬停及前飞状态下的气动干扰特性。在此基础上,还进行了升力偏置对气动干扰影响的试验研究。结果表明:随着旋翼前进比的增大,上下旋翼之间的气动干扰逐渐减弱,共轴刚性旋翼的非对称气动干扰会使得双旋翼升力偏置增大。     

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。     

纵列式直升机双旋翼流场及性能试验

通过加装一台套单旋翼试验台,与原有的单旋翼试验台组成了双旋翼试验台.基于测力天平和PIV技术,通过改变前后两旋翼的水平和轴向间距,测量了纵列式双旋翼不同气动布局干扰状态下的流场特性和旋翼性能,并与单旋翼情况进行了比较.分别给出了悬停和前飞状态下的旋翼速度场和涡量场分布,对比了不同纵向和轴向间距对双旋翼性能的影响.结果表明:悬停时,后旋翼性能和单旋翼基本一致;前飞时,后旋翼性能比单旋翼差,且随前进比的增加,后旋翼性能与单旋翼性能的差距会更大.     

垂直下降时旋翼诱导速度研究

垂直下降一直是直升机气动研究的重要内容之一。本文着重探讨垂直下降时旋翼的诱导速度。主要内容是:1.初步考虑空气粘性的影响,运用涡流理论,求出垂直下降时桨盘处平均诱导速度和下降速度的关系曲线;2.计算旋翼周围各点的诱导速度,以给出旋翼的诱导速度场,并在计算机上进行绘制。     

速度型切削颤振系统的数字仿真研究

本文采用数字仿真技术分析研究了速度型切削颤振系统的非稳定状态与颤振状态,内容包括起振阈与消振阈的分离、有限振幅不稳定性、系统参数对稳态颤振状态的影响。结果表明,起振阈与消振阈的分离现象是由切削宽度的连续变化引起的;有限振幅不稳定性与动态切削力中的三次项阻尼系数有关;动态切削力系数与机床结构系统参数对稳态颤振状态均有影响。     

状态空间气动弹性模型及其在颤振计算中的应用

本文评述了几种已有的状态空间气动弹性模型,提出了改进意见。并提出了一种新的状态空间气动弹性模型,用两种机翼为例进行了颤振计算。算例表明:本文提出的新的状态空间气动弹性模型是一种精度较高而阶数较低的模型。还提出了用状态空间法进行颤振计算时自动识别模态及自动求颤振点的方法。     

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.     

悬停状态旋翼非定常尾迹测量

用热线风速仪测量悬停状态旋翼尾迹的轴向、切向速度分量的时均值和瞬时值沿展向的分布及桨尖涡在轴剖面里的运动轨迹，得到了悬停状态旋翼尾迹的几何边值、桨尖涡在运动过程中的耗散和不稳定等非定常特性，研究了旋翼桨距、桨叶片数对悬停状态旋翼尾迹和桨尖涡运动轨迹的影响。结果表明：悬停状态旋翼尾迹轴向速度在其展向的最大值可达或超过动量理论值的两倍；而桨尖涡区域的瞬态值则高达动量理论值的１０倍。旋翼桨距、桨叶片数的     

过渡状态倾转旋翼气动力模拟的高效CFD方法

为显著减少倾转旋翼过渡飞行时气动力CFD模拟的计算代价,提出并建立了适合倾转旋翼过渡状态气动特性分析的高效混合CFD方法。首先,提出了适合于过渡状态模拟的嵌套网格系统,并发展了相应的挖洞和贡献单元搜寻方法。在此基础上,结合叶素理论和动量理论建立了旋翼气动力模拟的简化虚拟桨盘模拟方法(Virtual rotor model,VBM)。为了能够分析倾转旋翼气动力的细节特性,多层运动嵌套网格系统和单指令多数据流(Single program multiple data,SPMD)并行技术被引入来建立精确的旋翼模拟方法(Real blade model,RBM)。然后,通过将VBM和RBM方法结合,构建了适合倾转旋翼过渡状态气动特性分析的高效(Hybrid blade model,HBM)方法。最后,通过对有试验值对比的悬停状态典型旋翼和7A旋翼分别验证了VBM和RBM方法的有效性。分别采用3种方法预测了过渡状态不同倾转角下旋翼的气动特性,VBM表现出最优的计算效率,能用于倾转旋翼总体气动性能的分析。HBM方法在保证流场求解精度的基础上,相对于高精度的RBM方法节省了1/3的计算时间。     

直升机周期振动及导弹发射振动随机性分析

就直升机振动周期分量的随机性及导弹发射振动的随机性进行了讨论。对周期分量的随机性，采用频域正弦、随机分离技术作统计分析，发现定常飞行状态下，周期分量为确定性量，随机波动由测量和分析噪声引起；非定常飞行状态下，由于流场的随机性及旋翼有较大的操纵量变化，周期分量为随机变量，符合正态分布。对导弹发射引起的非平稳随机振动，发现可通过数学建模及滤波分离求得该过程基本的时变数字特征，通过能谱分析可获得对减震装置减震效果的定量评价。