加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能

为研究加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能,建立了加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行动力学模型。采用UH-60A直升机试飞数据验证了计算模型的正确性。在此基础上,分析了样例直升机加装格尼襟翼后重量系数、格尼襟翼高度、沿径向位置和加装方式对旋翼需用功率的影响,以及加装格尼襟翼后旋翼桨叶剖面迎角分布、旋翼操纵量和机身姿态角的变化等。研究表明,直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,旋翼加装格尼襟翼能够明显降低直升机的需用功率,且加装转动格尼襟翼的效果优于加装固定格尼襟翼。功率降低幅值随格尼襟翼高度的增加先增加后减小。格尼襟翼在桨叶上布置的位置越靠近桨尖,其对需用功率的影响越大。直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,加装格尼襟翼能够使旋翼后行侧最大迎角显著减小。加装格尼襟翼后旋翼总距和纵横向周期变距减小。     

直升机旋翼气动噪声的研究新进展

随着直升机的广泛使用,旋翼气动噪声问题逐渐得到重视。概述了旋翼厚度噪声、载荷噪声、高速脉冲(HSI)噪声、桨-涡干扰(BVI)噪声和宽带噪声的国内外研究现状,简述了旋翼气动噪声理论、试验、计算发展历程以及各阶段的研究成果,并对后缘襟翼、高阶谐波控制(HHC)、单片桨叶控制(IBC)、主动扭转桨叶等噪声控制方法和概念进行了介绍。重点叙述了旋翼气动噪声的研究新进展,包括大气、地面和飞行轨迹等对直升机旋翼噪声的影响,机身散射声场以及机动噪声计算方法等方面取得的成就。对直升机旋翼气动噪声的研究进行了总结,并对其发展前景提出了展望。     

后缘襟翼对直升机旋翼翼型动态失速特性的影响

 针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究。建立了带后缘襟翼的桨叶动态失速模型,考虑了襟翼与桨叶之间的缝隙和襟翼在运动过程中相对桨叶的凸起,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了不同襟翼转轴位置和襟翼与桨叶的缝隙情况下的翼型动态失速特性,探讨了后缘襟翼激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明:后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境,并减缓动态失速发生;襟翼激励最优幅值在25°附近,最优激励范围在方位角为240°~360°之间;襟翼转轴后移导致襟翼运动时产生的凸起会使襟翼控制效果减弱;襟翼与桨叶的缝隙会影响翼型动态失速特性,但是缝隙的长度(弦长的2%以内)对襟翼控制效果的影响很小。     

智能材料与直升机

直升机空气动力学专家们都有一个梦想:即旋翼桨叶每旋转一周能周期性地改变其剖面翼型。前行方向上的桨叶薄而平,其薄翼型可延迟气流压缩性的影响,而后行桨叶则厚而弯,旨在产生高的升力。如果这种情况显得过于理想化的话,我们可以使桨叶在适当的时间周期扭转或在桨叶上安装一片可周期变形的襟翼。     

直升机桨叶连续后缘襟翼设计与气动影响分析

在直升机旋翼减振应用中,连续后缘襟翼和常规分离式襟翼相比具有重量轻、结构紧凑、气流平稳等优点。选用压电纤维复合材料作为驱动材料,基于NACA23012翼型设计带有连续变形后缘襟翼的桨叶段,对襟翼及其驱动结构进行选材设计分析;采用流固耦合方法分析连续后缘襟翼对剖面翼型气动特性的影响。结果表明:连续后缘襟翼在直升机桨叶工作迎角、马赫数范围内可实现有效偏转,显著改变翼剖面气动升力和力矩,证明了连续后缘襟翼在旋翼减振控制中的潜在应用价值。     

“空中起重机”吊力惊人——K-MAX直升机军民领域两翼开花

由美国凯门宇航公司研制和生产的K-MAX“空中起重机”是目前世界上唯一一种专门为各种民用吊挂作业设计的中型直升机,也是当前世界上唯一一种采用并列双旋翼、在主桨叶片上带有伺服襟翼操纵系统替代传统的     

不同飞行状态下旋翼与大气湍流的干扰噪声

本文简述了一种直升机旋翼与大气湍流相干扰产生的噪声预估方法。这一方法考虑了桨叶上非定常载荷的弦向及展向非紧致性，桨叶－桨叶载荷之间的相关，通过结合大气液流能量谱模型与快速畸变湍流收缩模型来确定旋翼平面处非均匀、各向异性湍流场的特性，使得这种方法可用于直升机在真实飞行状态下的旋翼与湍流场干扰噪声计算，利用文献中模型旋翼试验的结果，验证了本方法的可行性，并计算了某型直升机在六种飞行状态下的流场畸变情况     

威斯特兰公司提出组合式直升机技术验证机方案

英国威斯特兰公司希望于今年底发起一种先进的组合式直升机(ACH)技术验证机研制计划.该机将以威斯特兰研制的“山猫”直升机为基础,在其上安装机翼和改进的罗罗/透博梅卡公司研制的RTM322发动机.其主要设计特点是在“山猫”直升机的机体上增装一副机翼,以达到为旋翼卸载和提高前飞速度的目的.与“山猫”相比,该机的前飞速度提高50%,达到250节;飞行高度达到6100米;升阻比提高25%～50%;有效载荷和航程比提高20%,并且全寿命成本降低10%～20%.机上装的机翼具有后缘襟翼,以改变它的组合升力效应.一副可动式平尾用来调整因襟翼引起的俯仰力矩,一个可调式方向舵在飞机高速飞行时将起到为尾装卸载的作用.旋翼系统将采用威斯特兰公司的BERP桨叶,它     

降低直升机振动水平的桨叶襟翼主动控制技术综述

本文首先回顾了降低直升机振动水平的几类方法。之后主要介绍了目前国际上正在进行的基于桨叶后缘襟翼主动控制技术降低直升机振动水平的研究情况,包括基本原理、理论建模的基本特点、试验结果以及对理论方法的验证情况。最后阐述了该振动控制方法的技术潜力。     

应用非均布桨叶设计方法的旋翼降噪技术研究

为降低直升机旋翼噪声水平,本文建立了一种通过改变旋翼噪声辐射方式的降噪方法.运用脉冲近似和傅立叶变换法对非均布桨叶产生的气动噪声进行研究,并采用三角调制改变旋翼桨叶的间距角,从而避免声学能量在单一通过频率上集聚,使其重新分布在一系列不同的通过频率上.文中给出了分析桨叶非均布噪声特性的方法,分别对3片、4片、5片及6片桨叶构型产生的相对声压幅值和相对声压级进行了计算和分析,并绘出了相关的频谱图.通过分析,得到一些有意义的结论.     

电控旋翼直升机配平及操纵特点分析

对采用电控旋翼直升机的配平及操纵特性进行了研究。首先根据电控旋翼的刚体桨叶变距运动方程，推导了襟翼操纵量与桨叶桨距的显式关系式。以此为基础，建立了电控旋翼直升机的飞行动力学模型。以WZ-1直升机为样例直升机，对比分析了电控旋翼直升机与常规直升机的配平特性和操纵响应特性。结果表明，电控旋翼直升机具有与常规直升机类似的配平和操纵特性，桨叶预安装角和桨根扭簧刚度这两个参数对其影响显著。     

电控旋翼直升机飞行动力学建模与配平特性研究

首先基于Peters He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型.在此基础上,结合机身、尾桨、尾面的气动力模型,建立了完整的电控旋翼直升机飞行动力学分析模型.以Z-11直升机为基准改造为电控旋翼直升机作为算例,计算了前飞状态下电控旋翼直升机的诱导速度分布和桨盘迎角分布,对比了电控旋翼与常规旋翼的气动特性差异;在此基础上,进一步分析了电控旋翼直升机的配平特性随前飞速度的变化规律以及与常规直升机的差异.     

不同飞行状态下施翼与大气湍流的干扰噪声

本文简述了一种直升机旋翼与大气湍流入流相干扰产生的噪声预估方法。这一方法考虑了桨叶上非定常载荷的弦向及展向非紧致性，桨叶－桨叶载荷之间的相关，通过结合大气湍流能量谱模型与快速畸变湍流收缩模型来确定旋翼平面处非均匀、各向异性湍流场的特性，使得这种方法可用于直升机在真实飞行状态下的旋翼与湍流场干扰噪声计算。利用文献中模型旋翼试验的结果，验证了本方法的可行性，并计算了某型直升机在六种飞行状态下的流场畸变情况及旋翼与湍流干扰的远场噪声谱，结果表明：在准悬停及低速爬升状态，湍流场的畸变较大，而在中、快速前飞状态，湍流场的畸变最小，在低速爬升状态，线性总声压级最小。     

A129国际型投放市场

阿古斯塔公司计划于1997年年初将新的国际型A129直升机投放市场。这种新型直升机比现有A129“曼古斯塔”型有所改进,采用了功率为1335轴马力的LHTEC T800发动机和5桨叶的旋翼系统,还在生产工艺方面和节省费用方面都有所进步。阿古斯塔公司宣称,这种新型直升机是同级别机型中最省钱的多用途武装直升机。预计该机售价     

直升机旋翼厚度噪声研究

噪声设计已成为现代直升机设计的重点。本文从理论上推导了Farassat1A公式,建立了可进行预估直升机旋翼厚度噪声的方法,并对1/4的UH-1直升机旋翼模型和某型机进行了理论计算,研究了桨叶桨尖马赫数、桨叶翼型相对厚度等因素对厚度噪声的影响。     

用于直升机振动控制的主动调谐式吸振器研究

振动问题是直升机设计中的难题,会导致机体结构疲劳、舒适性降低和高噪声等问题。通常的单桨叶控制方案由于受压电驱动器机电性能的限制而难以实现。智能弹簧是一种采用单桨叶控制原理的主动调谐式吸振器,它通过压电驱动器自适应控制桨叶根部的结构阻抗,达到振动控制目的。建立了智能弹簧的简化模型,对其谐波响应控制特性进行研究;采用频率分析和数字信号合成技术产生参考信号,在DSP平台上设计自适应陷波算法对智能弹簧驱动器组件进行控制;模拟和风洞实验结果均表明智能弹簧能够在较宽频率范围内对桨叶的谐波响应进行有效控制,验证了通过主动阻抗控制实现直升机桨叶振动控制的可行性。     

后缘襟翼侧缘加装挡板降噪数值模拟研究

在飞机的起飞着陆过程中,机体噪声是主要的噪声源,后缘襟翼侧缘噪声作为机体噪声的重要组成部分之一,其降噪技术的发展一直受到广泛关注。采用分离涡(Detached Eddy Simulation)湍流模型模拟襟翼侧缘的非定常流场,分析并探究了襟翼侧缘流场中双涡结构的产生及其演变过程的主要特征。基于上述结果,采用了被动流动控制法,在襟翼侧缘加装最大高度为一倍襟翼厚度的不规则挡板结构,应用FW-H方法计算了远场噪声频谱特性以及指向性并分析了与基准构型的差别,探究了加装襟翼挡板结构后对流场以及声场特性的影响。模拟结果表明,加装挡板结构对襟翼的气动特性影响较小,挡板结构改变了侧缘的流场形态和侧缘涡的结构,延迟了侧缘涡系的发展进程,使得涡系的融合位置后移,涡系融合破裂产生脉动压力的区域远离襟翼吸力面,从而达到降低噪声的效果。此外,加装挡板结构后,噪声仍然具有一定的偶极子指向特性,偶极子轴垂直于襟翼弦线,在襟翼的大部分方位噪声幅值降低1 dB～4 dB,降噪效果主要体现在中高频段的宽带噪声。     

K-MAX直升机出手不凡

今年4月初,一架租给路易斯安那太平洋公司的K-MAX直升机,在加州现场伐木作业时,由于直升机太靠近树木,右旋翼打到一棵直径约90厘米的大树,一片桨叶被打掉76厘米,另一片“桨叶被打掉33厘米,但飞行员却设法将吊挂的2300千克重的木头放下,并继续飞了400多米,3分钟后安全降落在原集结区.飞行员安然无恙,创造了直升机伐木史上桨叶严重断裂、安全返陆的奇迹.虽然K-MAX直升机旋翼的气动性能和直升机的操作性能和自身的平衡性能都很突出,但在如此严重失衡状态下,飞行     

智能旋翼--直升机减振降噪的治本技术

基于在桨叶上附加或埋入智能材料的电致驱动作用，并按照一定的控制规律驱动桨叶的控制面（控制面可以是后缘或前缘附翼，翼尖气动附翼或桨叶叶尖部分），从而实现降低振动和噪声控制的智能旋翼技术，是一种从振源着手降低直升机噪声和减少其振动的治本方法。与传统的抑制颤振和振动方法相比，这种直接实现由电能向高频线性运动的转换，能为旋翼自适应结构的控制、振动抑制、颤振防止等提供激动人心的新技术     

军事动态

西科斯基公司在今年6月宣布将制造并测试一架直升机验证机,称为X2,它是一种共轴反转旋翼直升机,在机尾还有一副推进式螺旋桨。X2既具备直升机的垂直起降性能,又能以460千米/小时的速度飞行。目前直升机通常的速度大约在280～315千米/小时。如果要提高飞行速度,就要破坏直升机的悬停品质,而X2兼顾了这两方面的性能。X2采用的一些技术来自西科斯基公司的XH-59A“先进桨叶概念”验