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。     

采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算

提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法,将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标,计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应,桨叶弹性变量通过有限元法进行离散,翼型剖面气动力采用Leishman—Beddoes二维非定常和动态失速模型,由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流,依据柔性多体系统动力学方法推早出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对Newmark隐式数值积分方法进行改进,用于求解旋翼桨叶的响应。以法国SA349／2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据,验证了方法的有效性。     

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     

前飞状态直升机旋翼/机身非定常气动干扰的分析

一个计算旋翼/机身/尾迹间非定常气动干扰的分析方法是建立在二阶升力线/全展自由涡模型和机身面元模型基础之上的。通过迭代机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度和旋翼/尾迹在机身表面的诱导速度,形成一个耦合的分析模型。在分析中计入了非定常项。作为算例,对两种孤立机身表面的平均压强系数分布以及旋翼机身组合体中机身表面的非定常压强系数分布进行了计算,其结果与实验值相吻合。     

基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计

直升机高原重载快速飞行时,旋翼处于大总距状态,更易发生旋翼失速,导致操纵载荷显著增加。为解决这一问题,本文提出了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。传统直升机旋翼设计中,性能、噪声、空机重量控制等要求是常规的设计目标,对拉力性能影响不大的旋翼失速问题往往被忽视,但其对高原直升机来说影响重大。文中构建了旋翼动力学模型,并据此计算了桨叶动态气动力矩系数C_m随单位实度拉力系数C_T/σ的变化曲线。以C_m突增作为旋翼失速基本判据,分析不同前进比μ下C_m突增点,形成旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数C_T/σ包线,以此作为旋翼高原气动设计边界之一。运用该方法设计的AC313大型民用直升机的理论分析和试飞结果均表明,该设计可极大地减少旋翼在高原典型飞行剖面发生旋翼失速的风险,有效控制旋翼操纵系统的载荷,增加操纵系统使用寿命,提升飞行舒适性,很大程度上保证了飞行安全,在直升机的全生命周期使用中作用积极。     

折叠翼变体飞行器非定常气动特性实验研究

折叠翼变体飞行器是一种可以在飞行中改变自身气动外形的新型飞行器。研制出了一种折叠翼变体飞行器的风洞实验模型,在风洞实验中测得了模型不同变体位置下的气动力以及进行变体运动时气动力的动态变化过程,并通过 PIV 实验手段获得模型周围的流场在变体运动过程中的变化情况。结果表明:在机翼变形过程中,折叠翼模型有明显的非定常气动现象产生,而且折叠变形的速度越大,非定常现象越明显。出现非定常现象的主要原因是变体运动对机翼前缘涡的影响。     

典型直升机旋翼翼型气动特性试验研究

采用高升阻比特性的翼型是提高直升机旋翼气动性能的关键.对在典型的OA309旋翼翼型基础上开发的CH309翼型,进行了低、高速气动特性风洞试验研究.试验分别在FL-14风洞和NF-6风洞中进行,采用表面测压和尾耙型阻测量技术.试验结果表明:CH309翼型的总体性能优于OA309翼型.试验结果为直升机旋翼设计时翼型的选取提供了参考.     

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。     

旋翼翼型俯仰沉浮运动非定常气动特性实验研究

在南航非定常风洞内研制、开发了一套两自由度电控液压动态实验台,利用该设备,完成了翼型俯仰运动、沉浮运动以及俯仰沉浮耦合运动测压实验,并积分计算了翼型动态运动过程中的升力系数.翼型俯仰运动结果表明,翼型上的压力分布和升力系数与翼型振动频率和振动幅值有很大关系,随振动频率和振动幅值的增加,升力系数迟滞包线相应增加,而这一过程与翼型上前缘涡的脱落过程有关.翼型沉浮运动研究了翼型在不同迎角、不同风速下做沉浮运动时的压力分布和升力系数,结果表明在20m/s风速下,模型做沉浮运动时只对翼型前缘的压力分布产生影响,而在10m/s风速下,沉浮运动不仅使前缘压力分布产生变化,而且影响翼型下游的压力分布,这与翼型前缘形成的分离气泡脱落有关.另外给出了翼型做俯仰沉浮耦合运动时的压力分布初步结果.     

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.     

旋翼桨叶载荷确定技术

本文简要介绍了旋翼桨叶载荷确定技术。它是一种解决“逆问题”即由测量得到的桨叶应变来确定旋翼桨叶载荷——桨叶结构内力和气动外载的技术。本文首先叙述发展这一技术的目的与背景,然后介绍这一技术的基本思想与方法,包括:(1)由实测应变确定测量剖面内力;(2)根据测量的、有限剖面的桨叶内力与已知的桨叶模态内力或位移,用“最小二乘法”或“正交分析法”计算广义坐标,(3)由广义坐标确定桨叶内力分布;(4)确定桨叶上分布的气动载荷。最后,列出了两个例子的结果,以表明这一技术的可行性及进一步发展的价值。     

模型旋翼风洞试验中变距拉杆载荷的测量

桨叶变距拉杆操纵载荷是旋翼设计的重要参数之一。在参考了常规飞机模型风洞试验测力元件及国外测量方法的基础上,研制了具有足够刚度和强度,且有较高载荷灵敏度的新式变距拉杆测力元件,解决了高刚度与高的载荷灵敏度要求这一矛盾。同时采用了信号放大技术,将其成功地应用于旋翼模型试验,并获得了操纵载荷这一重要参数     

悬停及前飞状态下旋翼／机身的气动力干扰

为了获得施旋翼／机身的气动力干扰概念,利用ＢＯ－１０５旋翼模型和Ｚ－９机身模型在气动中心８米×６米风洞进行了悬停及前飞实验。结果表明,旋翼与机身之间的气动力干扰,主要是旋翼下洗尾流对机身气动力的影响。悬停时,下洗尾流使机身产生负升力、俯仰力矩和偏航力矩。等拉力系数配平前飞时,由于旋翼下洗尾流的向后偏斜,对机身法向力的干扰百分比比悬停时小,对机身偏航力矩和俯仰力矩仍有影响,并产生了侧向力干扰。机身的存在,悬停时使旋翼最大气动效率提高约１％;前一以时使旋翼总距操纵量平均减小约０．４°,前飞需用功率平均减小约１．３％。     

V尾伺服弹性试验失稳定位方法研究

准确获取飞行器结构动力学特性及气动伺服弹性稳定裕度,是飞行器首飞成功的关键。针对某飞机在伺服弹性地面试验时发生结构与控制系统耦合问题进行了研究,提出了一种获取飞行器的失稳频率和振型的方法。利用加速度传感器采集结构的振动响应,采用随机子空间模态参数辨识方法分析获得飞机伺服弹性地面试验失稳时V尾振动频率和振型,为控制系统修改设计提供方向及气动伺服弹性理论模型修正提供数据。     

直升机技术发展的若干问题

讨论了直升机技术的发展及现状。首先,简要介绍了直升机技术研究的主要内容,然后讨论了其中的几个方面,包括：旋翼载荷预估、旋翼气动弹性分析、复合材料结构动力学、旋翼噪声预估。讨论着重于分析模型,分析方法和参数敏感性,借以反映当前直升机技术研究的现状,并探索进一步的研究方向。此外,文中还强调了分析预估与试验结果吻合关系分析的重要性。     

嵌入式挥舞吸振器对旋翼桨叶挥舞载荷的抑制研究

为了抑制刚性旋翼桨叶的二阶挥舞交变载荷,在桨叶内部挥舞方向嵌入动力吸振器。为探究动力吸振器抑制旋翼桨根处二阶挥舞载荷的效果,通过建立旋翼桨叶与挥舞动力吸振器二自由度耦合系统模型,推导出嵌有挥舞吸振器的耦合系统的运动微分方程,比较液弹吸振器与弹性吸振器抑制挥舞方向载荷的效果,并对影响吸振器吸振性能和挥舞吸振器的动态特性的结构参数进行分析。研究表明,挥舞吸振器在旋转和不旋转时,其固有频率并未发生改变;液弹吸振器和弹性吸振器都能达到良好的降低桨叶挥舞方向低阶载荷的效果,但液弹吸振器所需行程明显小于弹性吸振器。