倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析

倾转旋翼机的机翼端部装有一个可倾转的旋翼.所建立的倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析简化模型由一个机翼和一个螺旋桨旋翼组成.机翼承受垂向弯曲、弦向弯曲和扭转变形,螺旋桨旋翼的桨叶认为是刚性的并承受一阶挥舞和摆振.机翼和螺旋桨旋翼的空气动力学载荷由准定常片条理论得到.利用此模型在高入流状态下建立运动微分方程,对倾转旋翼机在前飞状态下的动力学稳定性进行计算,计算结果与Bell公司试验结果基本一致,表明该模型可用于倾转旋翼机的前飞动力学稳定性分析.      

倾转旋翼机飞行力学特性

总结和分析了旋翼、机翼、机身、短舱和尾翼气动力模型和操纵机构特点,其中旋翼气动力模型以准定常叶素理论为基础,机翼和尾翼气动力模型以升力线理论为基础,并分析了旋翼尾流对机翼气动力气动干扰问题;建立了全量非线性倾转旋翼机飞行力学模型;以XV-15为样机,对倾转旋翼机在不同飞行模式和飞行速度下飞行力学特性展开了详细研究,得到的结论有助于深入了解倾转旋翼机飞行力学特性,也可用于倾转旋翼机飞行控制系统设计.      

横列式双旋翼直升机旋翼对机翼的干扰分析

针对横列式双旋翼直升机旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了旋翼对机翼的干扰计算模型。该模型首先基于万向铰旋翼建立了挥舞运动方程,以得到桨叶挥舞角,然后对桨叶采用非定常Beddoes翼型模型计算气动力和力矩,以考虑桨叶大负扭转带来的失速影响,接着引入动力人流模型获得旋翼处的诱导速度。最后运用经典方法,以XV-15倾转旋翼机为算例,计算了配平状态下旋翼对机翼的向下载荷,并与GTRS模型数据进行了对比,验证了计算模型的合理性。     

倾转状态的旋翼尾迹形状和挥舞响应分析

本文推导了旋翼在倾转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—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涡计算方法。通过计算的旋翼诱导速度与实验值的对比,验证了本文方法的有效性。然后利用该方法,计算了旋翼在倾转时的尾迹几何形状畸变和桨叶挥舞响应特性。     

过渡状态的倾转旋翼气动特性计算分析(英文)

针对特殊的旋翼倾转运动,建立了一个过渡状态的旋翼非定常气动力数值计算方法.为正确模拟旋翼倾转运动使桨叶受到的附加惯性力及哥氏力作用,重新推导了旋翼倾转时的桨叶气动力模型和挥舞运动方程;为了适合于旋翼倾转时的入流和气动力计算,入流模型中考虑了倾转运动引起的旋翼尾迹弯曲影响.应用建立的方法,首先进行了旋翼配平计算,以验证计算模型,并给出了倾转旋翼的操纵量.然后,着重计算了旋翼在倾转过渡时的拉力.俯仰和滚转力矩随倾转角的变化,分析了倾转飞行时的前飞速度.倾转时间等对旋翼气动力的影响,得出了一些新的结论.     

小型共轴式直升机旋翼桨叶铰链力矩研究

从工程实际出发,建立了共轴双旋翼直升机桨叶铰链力矩计算模型.引入Leishman-Beddoes指数函数的半经验公式,建立了二维翼型非定常气动模型;引入干扰因子到Pitt-Peters动态入流模型,建立了反映共轴双旋翼直升机上下旋翼气动干扰的诱导速度模型;从桨叶的挥舞动力学模型出发,利用四阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解,并利用模态叠加法计算桨叶的挥舞向变形.最后,通过对在研共轴直升机的计算得知,上下旋翼桨叶铰链力矩虽然在分量上有所差异,但是总的铰链力矩基本相同;中高速飞行时,上下旋翼桨叶铰链力矩在下倾斜盘累积成为使下倾斜盘前倾的力矩.      

倾转旋翼机多部件对机翼气动干扰的分析及优化

为研究倾转旋翼机各部件对机翼的气动干扰效应,建立了一套适用于倾转旋翼机流场CFD求解方法,提出并生成了一套由三棱柱/四面体组成的适用于倾转旋翼机多种飞行状态的非结构混合网格系统.以三维Navier-Stokes方程为主控方程,采用动量源方法进行倾转旋翼的模拟,并引入了高效的OpenMP并行加速技术等,提出了一套新型的动量源项添加及搜索方法.计算分析了倾转旋翼机旋翼/机身/短舱对于机翼气动特性的干扰影响,得出了一些对设计有指导意义的结论.采用基于径向基函数（RBF）的代理模型方法,根据机翼不同展向位置的干扰程度对各段翼型配置进行气动优化.优化结果表明:考虑气动干扰作用,在巡航速度下优化后的全机升阻比增长达到了36.78%.      

倾转机翼无人倾转旋翼机飞行动力学稳定性分析

为了研究倾转机翼无人倾转旋翼机的稳定性,发展了一种倾转机翼无人倾转旋翼机飞行力学模型,并开展了仿真研究。旋翼气动模型采用动量-叶素理论,机翼、尾翼和机身的气动模型在升力线气动理论的基础上结合了旋翼动量源方法以计入旋翼尾流的气动干扰影响。在全机飞行力学模型配平的基础上开展了动力学稳定性分析,并与常规倾转旋翼机飞行动力学特性进行了对比分析。研究结果表明:倾转机翼无人倾转旋翼机在悬停状态下,表现出俯仰角衰减迅速的稳定模态;在直升机模式小速度前飞时,改变重心位置及机翼倾转段面积可使机体纵向振荡模态发散速度减缓,系统稳定性增强。     

倾转机翼无人倾转旋翼机飞行动力学稳定性分析

为了研究倾转机翼无人倾转旋翼机的稳定性,发展了一种倾转机翼无人倾转旋翼机飞行力学模型,并开展了仿真研究。旋翼气动模型采用动量-叶素理论,机翼、尾翼和机身的气动模型在升力线气动理论的基础上结合了旋翼动量源方法以计入旋翼尾流的气动干扰影响。在全机飞行力学模型配平的基础上开展了动力学稳定性分析,并与常规倾转旋翼机飞行动力学特性进行了对比分析。研究结果表明：倾转机翼无人倾转旋翼机在悬停状态下,表现出俯仰角衰减迅速的稳定模态;在直升机模式小速度前飞时,改变重心位置及机翼倾转段面积可使机体纵向震荡模态发散速度减缓,系统稳定性增强。     

某型倾转旋翼机的旋翼桨叶气动优化设计

倾转旋翼机的旋翼气动外形设计需要对其直升机模式和固定翼模式下的不同要求进行综合考虑。通过基于Kriging模型的多目标遗传算法建立一套适用于倾转旋翼桨叶气动外形优化设计方法,采用拉丁超立方抽样试验设计方法得到样本点,并建立Kriging模型替代费时的流动数值模拟。以最大化旋翼地面悬停拉力和高空巡航效率为目标,以地面悬停功率不增和巡航拉力不减为约束条件,进行倾转旋翼桨叶平面形状优化设计,并经过非定常数值模拟和风洞试验验证。结果表明:数值模拟结果和风洞试验结果吻合良好,优化结果满足设计指标。     

Aerodynamic design optimization of helicopter rotor blades including airfoil shape for hover performance

This study proposes a process to obtain an optimal helicopter rotor blade shape for aerodynamic performance in hover flight. A new geometry representation algorithm which uses the class function/shape function transformation (CST) is employed to generate airfoil coordinates. With this approach, airfoil shape is considered in terms of design variables. The optimization process is constructed by integrating several programs developed by author. The design variables include twist, taper ratio, point of taper initiation, blade root chord, and coefficients of the airfoil distribution function. Aerodynamic constraints consist of limits on power available in hover and forward flight. The trim condition must be attainable. This paper considers rotor blade configuration for the hover flight condition only, so that the required power in hover is chosen as the objective function of the optimization problem. Sensitivity analysis of each design variable shows that airfoil shape has an important role in rotor performance. The optimum rotor blade reduces the required hover power by 7.4% and increases the figure of merit by 6.5%, which is a good improvement for rotor blade design.     

倾转旋翼飞行器旋翼对机翼向下载荷计算模型

针对倾转旋翼飞行器悬停和小速度前飞的直升机飞行模式下旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了一个机翼向下载荷的计算模型.该模型中,最关键的是建立旋翼对机翼的气动干扰面积模型.此模型考虑了倾转旋翼飞行器几何尺寸条件、发动机短舱倾转角和飞行状态等参数.最后将此模型集成到XV-15倾转旋翼飞行器飞行动力学模型中,进行配平计算,...     

变距变转速多轴旋翼飞行器性能分析与试验

分析了制约现有多旋翼无人机性能方面的影响因素,提出通过旋翼变距变转速来改善其飞行性能的方法;综合动态失速、桨叶非定常挥舞与旋翼动态入流模型,建立了旋翼变距与变转速的气动模型,为准确的性能分析奠定基础;研制了变距变转速多旋翼试验样机并进行了飞行试验。试飞试验结果与理论计算结果表明:飞行器随着起飞质量的增加,需用功率明显增加;飞行器在不同起飞质量,不同旋翼转速下的需用功率值理论结果与试飞试验结果对比表明,小起飞质量下的功率计算值与实验值相符程度达到97%,而在大负载下理论计算值与实验值相符程度也在95%左右,证明了理论分析方法能较好的预估飞行器的气动特性和性能指标。进一步的理论计算表明,旋翼变距和变转速技术能够有效提高多旋翼飞行器起飞质量,续航时间等关键性能指标。      

电控旋翼气动特性建模与风洞试验验证

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.      

倾转旋翼桨叶空气动力学/结构动力学多学科优化设计研究

采用了多学科设计优化方法, 根据涡流理论建立了倾转旋翼桨叶空气动力学分析模型, 利用CATIA, ANSYS和ADAMS等软件分析倾转旋翼桨叶结构动力学特性, 采用iSIGHT多学科设计优化软件集成空气动力学和结构动力学分析模型, 建立起倾转旋翼桨叶空气动力学/结构动力学多学科设计优化系统, 进行多学科设计优化研究.并以倾转旋翼机XV-15的桨叶为算例, 进行设计优化, 结果表明提出的倾转旋翼桨叶空气动力学/结构动力学多学科设计优化方法是可行和有效的.      

旋翼桨叶气动外形设计

旋翼桨叶气动外形设计的目的主要是使旋翼的气动特性满足直升机的设计和使用要求,本文针对直升机旋翼桨叶气动外形设计中的有关问题,介绍了桨叶气动外形设计的设计方法,设计参数主要包括桨叶的弦长、扭转角、翼型选择和配置以及桨尖形状,并以某型直升机旋翼桨叶为例,介绍了旋翼桨叶气动外形的设计。     

基于拉格朗日方程的倾转旋翼机动力学建模

针对倾转短舱与机体间的气动干扰和惯性耦合特征,基于拉格朗日原理推导出了倾转旋翼机的纵向飞行动力学方程。在此基础上,以XV-15倾转旋翼机为对象,针对几种不同的短舱倾角,计算分析了飞行器的配平特性和过渡模式动态响应特性。仿真结果表明,所建立的动力学模型是合理的。该模型可用于研究倾转旋翼机的直升机飞行模式、飞机飞行模式及过渡飞行模式下的纵向飞行特性。     

两种桨尖形状旋翼模型试验特性对比

本文介绍了一副研制型旋翼模型在CARDC 8m×6m低速风沿的试验概况,给出了两种桨尖形状旋翼模型试验的悬停效率、前飞需用功率、变距拉杆载荷、桨叶载荷及振动特性的对比结果。并对结果进行分析,得出不同桨尖形状对旋翼一些特性的贡献。