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为准确计算机动飞行时的旋翼他轴响应,气动模型应计入尾迹畸变效应。体现此效应的关键在于推出时变的尾迹弯曲参数KR。本文通过烟流实验,得出随旋翼前进比、拉力系数和机动角速率变化的KR表达式,并分析指出,国外文献采用固定KR值不足以体现机动效应。为了给理论预测提供参考,本文还测量了机动旋翼的空气动力时间历程,表明旋翼轴接受准阶跃输入后,同轴及他轴的空气动力响应有过冲,且俯仰速率愈大,过冲幅值愈大;本实验中他轴响应为主响应的15%。 相似文献
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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. 相似文献
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纵列式直升机双旋翼流场特性的自由尾迹分析 总被引:2,自引:1,他引:1
将旋翼尾迹模型与旋翼配平模型进行耦合求解,建立了一个分析纵列式双旋翼流场的迭代计算方法.为充分模拟双旋翼的干扰影响及桨尖三维效应,使用了畸变的自由尾迹模型,桨叶模型则采用升力面/涡格方法.应用该耦合方法,计算分析了纵列式直升机双旋翼在干扰状态下的尾迹结构及旋翼重叠区域的流场特性,并与单旋翼做了比较.计算表明,悬停时,纵列式双旋翼重叠区下方的下洗速度大于单副旋翼的诱导速度,但小于两副旋翼诱导速度的简单迭加;前飞时,随飞行速度的增大,尾迹重叠区域减小,两副旋翼相互间的干扰也逐渐减弱. 相似文献
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地面效应中前飞旋翼的自由尾迹计算 总被引:1,自引:1,他引:0
发展了一种自由尾迹模型,用于对地面效应状态下的旋翼前飞流场进行数值模拟,并求解该状态下的旋翼气动特性.为了扩大模型的适用范围,使用了面元法模拟地面对流场的影响.为提高尾迹迭代的收敛性和精度,在计算模型中引入了地下尾迹等比例修正、环式地面面元分布等改进措施.结果显示:前进比增加,地面附近的旋翼流场由环流模式转变为地面涡模式.在前飞速度很小时出现的环流,对旋翼前缘的轴向下洗速度影响十分强烈,导致此时出现随前进比增加,旋翼拉力减小、需用功率几乎不变的特殊现象.将得到的旋翼气动特性参数随前进比变化情况同实验值进行了对比,证实了新构建模型的准确性. 相似文献
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针对有限地面对旋翼产生的地面效应现象,建立了一种新的流场分析模型。根据有限地面效应问题计算量大、对旋翼流场影响不均匀的特点,使用3阶精度、高稳定性的时间步进自由尾迹格式对旋翼尾迹结构进行分析,并提出了"物质线"修正法对穿过有限地面的非物理运动尾迹节点进行了位置修正。同时开展了有限地面效应中悬停和前飞状态下的旋翼气动力测量试验,对该状态下的旋翼力和桨叶挥舞运动特点进行了测量。将新建立模型的计算结果与试验值进行对比,验证了模型的准确性。根据计算模型得到的旋翼尾迹结构,对有限地面效应中多种飞行状态下的旋翼流场进行了分析。 相似文献
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基于时间推进自由尾迹方法的俯仰状态旋翼尾迹和入流特性计算 总被引:3,自引:0,他引:3
推导了旋翼俯仰运动时的桨叶挥舞运动方程,给出了桨叶升力面模型和尾迹时间推进预测一校正算法,并结合涡核模型和旋翼配平分析模型,建立了一个时间推进旋翼自由尾迹计算方法.通过计算的旋翼入流值与实验值的对比,验证了计算方法的有效性,利用该方法,计算了旋翼在俯仰运动时尾迹几何形状的畸变特点,并分析了俯仰运动时旋翼的入流特性. 相似文献
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基于自由尾迹方法的自转旋翼气动特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究自转旋翼的气动特性,建立了自转旋翼的自由尾迹方法计算模型,并耦合桨叶挥舞运动模型和自转旋翼配平模型,建立了一种分析自转旋翼气动特性的方法。以某试验自转旋翼为算例对该方法进行了验证并运用该方法研究了自转旋翼的尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布特性。研究结果表明:建立的自由尾迹方法计算模型可以满足自转旋翼气动特性分析的需求,相比传统的近似入流模型,该自由尾迹方法模型精度更高;前飞时自转旋翼尾迹随时间推移自桨盘处向桨盘后上方运动,水平面内自转旋翼尾迹畸变略小于驱转旋翼;自转旋翼桨盘诱导入流呈非均匀分布,从桨盘前缘到后缘,下洗入流大致呈不断增加趋势,在相同拉力水平下,自转旋翼90°方位角附近及桨盘后缘的诱导入流小于驱转旋翼。 相似文献
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首先建立了带襟翼翼型的非定常气动力模型,继而基于Peters-He广义动态尾迹理论,考虑襟翼偏转对电控旋翼叶素环境的影响,建立了电控旋翼有限状态尾迹模型;进一步基于Theodorsen理论推导出电控旋翼桨叶挥舞响应与桨叶变距和襟翼操纵量的关系,综合以上建立了电控旋翼气动特性分析模型.以改进型电控旋翼试验系统为平台进行了风洞试验,测量了不同风速、不同襟翼操纵条件下的电控旋翼气动力、桨距、襟翼偏角及旋翼挥舞角的变化情况.理论计算结果与试验数据符合情况良好,验证了所建立的分析模型的正确性,并得出以下结论:旋翼转速一定时,桨叶变距与襟翼操纵基本呈线性关系;旋翼拉力随襟翼总距的增加而逐渐减小,襟翼总距较大时,其实际气动效率略有下降;前飞状态时,襟翼总距操纵会引起桨叶的纵向周期变距. 相似文献
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纵列式双旋翼悬停状态气动干扰特性参数影响分析 总被引:6,自引:0,他引:6
建立了一个纵列式直升机双旋翼气动干扰特性分析的自由尾迹迭代方法。在该方法中,考虑了双旋翼以及旋翼与尾迹之间的相互干扰影响,将旋翼尾迹模型、桨叶气动力模型以及旋翼配平模型进行耦合求解。同时给出了一个适合于双旋翼干扰计算特点的配平方法。计算了悬停时干扰状态下的双旋翼诱导速度分布以及旋翼性能,并与试验数据进行对比,验证了方法的有效性。应用上述方法,对比分析了纵列式双旋翼与单旋翼的性能,结果表明:悬停时纵列式前、后旋翼的性能都比单旋翼时的要差。文中进一步系统地分析了悬停状态双旋翼纵向间距和轴向间距对气动干扰特性的影响,结果显示:当纵向间距为1.3R时,纵列式双旋翼相比两单独旋翼需要额外的附加功率为8.5%,且随纵向间距的增大,附加功率减小并出现负值,当纵向间距为1.85R时,附加功率最小。 相似文献
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采用涡尾迹方法计算准定常气动性能,结合Leishman-Beddoes动态失速模型计算叶片的非定常气动力。应用有限元分析软件,分析风力机在不同转速下的风轮模态,塔架的前后、左右振动模态。基于非定常气动力和结构振动模态,针对风力机风轮,建立其结构运动方程。求解出的叶片振动速度加入到非定常气动力的计算中,从而建立了考虑叶片振动的风力机载荷、响应计算模型。分析了Phase VI叶片和某1.5MW风力机各个叶片截面的气动力、振动位移和振动速度随时间的响应曲线,表明该方法能够较好地计算出风力机的气动性能、载荷和响应。 相似文献