旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。     

基于WENO-分段线性格式的直升机流场数值模拟

发展了一套适合于格心格式求解器的基于加权本质无振荡(WENO)-分段线性格式的旋翼/机身气动干扰高精度CFD计算方法。应用该方法对多种旋翼/机身组合模型前飞算例进行了数值模拟,计算得到的机身表面压力系数分布与实验结果吻合良好,说明了该方法对旋翼/机身气动干扰研究的有效性。之后进一步将该方法应用到悬停状态的X3构型复合式高速直升机旋翼/机翼/螺旋桨组合模型的复杂流场模拟中,并与悬停状态孤立旋翼和旋翼/机翼组合模型的流场进行了对比。研究发现:机翼对旋翼下洗流起阻滞作用,引起机翼下方不规则流动,且螺旋桨滑流与旋翼下洗流会相互干扰产生一定的偏折,旋翼下洗流速度更大,螺旋桨滑流会产生明显的向下偏折。      

悬停状态倾转旋翼机非定常气动干扰研究

悬停状态旋翼/机翼机身干扰流场的高精度数值模拟对准确预估倾转旋翼飞行器气动性能具有十分重要的意义,开展该干扰流场的高精度数值模拟一直是直升机空气动力学领域的研究热点和难点之一。本文基于运动嵌套网格技术,建立一套适用于倾转旋翼非定常流场的CFD方法。采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为主控方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,时间推进上采用高效的隐式LU-SGS格式。在此基础上,首先开展某新型倾转旋翼无人机的旋翼/机翼机身非定常干扰流场数值模拟研究,得到了与文献相符的“喷泉效应”现象,计算结果显示干扰作用使总拉力损失16.6%。然后着重研究了不同襟副翼预置角对降低悬停状态下旋翼/机翼机身气动干扰作用的影响,研究结果显示45°襟副翼预置角效果最佳,使全机总拉力损失从原来的16.6%降到13.8%。     

高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性分析

研究双拉力螺旋桨复合式高速直升机的气动特性可以为高速直升机的设计及气动优化提供参考。基 于动量源方法构建针对双拉力螺旋桨复合式高速直升机旋翼/螺旋桨/机身干扰特性数值计算及分析方法;对 孤立旋翼、旋翼/机身干扰进行算例验证;应用所构建的方法对双拉力螺旋桨高速复合式直升机悬停及前飞状 态的干扰流场进行数值模拟,分析机身对悬停流场影响及不同前飞速度旋翼/螺旋桨/机身干扰特性。结果表 明:悬停时机身对气流的阻塞作用降低了旋翼的升力,螺旋桨对旋翼下洗气流的加速作用使旋翼升力提高;低 速前飞时旋翼/螺旋桨/机身干扰较大,主要体现在旋翼下洗流造成螺旋桨滑流偏折以及机翼上表面压力分布 增大,高速前飞时这种干扰较小。     

旋转机翼飞机旋翼飞行验证平台设计

为了更好地研究旋转机翼飞机旋翼模式下的飞行性能,针对旋转机翼飞机的特点,开展旋转机翼飞机旋翼飞行验证平台的设计,主要包括旋转机翼的结构设计、动力系统设计.通过数值计算的方法,对不同相对厚度椭圆翼型气动特性进行分析研究.建立旋转机翼悬停气动特性的估算方法,地面试验结果和计算结果的对比表明所建立的估算方法是有效的,该方法对今后开展旋转机翼飞机研究具有一定的参考价值和意义.     

基于动量源方法的直升机旋翼/机身流场数值模拟

建立了一套基于动量源方法的直升机旋翼/机身流场数值模拟方法.将旋翼对流场的作用以动量源项的形式代表,建立了一个包含动量源项的CFD方法.针对直升机旋翼/机身流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,采用了一种混合网格生成方法.通过结合旋翼桨叶的运动方式、几何特征及气动特性,建立一个包含动量源项的N-S方程的旋翼流场计算方法和迭代流程,并采用该方法进行直升机旋翼、机身和旋翼/机身下洗流场的数值模拟,得到了关于旋翼/机身干扰流场的一些有意义的结论.     

旋转机翼悬停气动特性研究

鸭式旋转机翼(CRW)是一种先进的高速直升机方案,旋翼同时也是机翼,是其最关键气动部件之一。采用结构分区拼接网格技术进行空间离散,分区建立参考系,通过求解多重参考系下的N-S方程来计算旋翼流场,首先以传统的Caradonna-Tung实验旋翼的亚、跨声速悬停流场分析为例验证该方法的可靠性,进而采用该方法对旋转机翼悬停流场进行了数值计算,旋翼拉力计算值和地面实验值吻合较好,结果分析表明旋转机翼的悬停流场有着不同于传统旋翼的流场特性。     

基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼/机身干扰流场分析

针对纵列式双旋翼桨叶的几何特征、运动方式及气动特性,建立了基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼/机身组合流场的数值模拟方法,该方法中采用的非结构网格能综合考虑双旋翼/机身干扰流场特点且满足动量源计算网格要求。通过算例的计算值与试验值的对比,验证了本文方法的有效性,然后采用该方法分析了悬停及前飞状态下纵列式直升机的双旋翼/机身干扰流场特性。     

倾转四旋翼机气动特性分析及参数影响研究

采用机身/机翼/尾翼贴体网格与旋翼动量源相结合的CFD方法,开展了某倾转四旋翼机气动布局参数对气动特性的影响分析研究。首先,建立了一套适用于倾转四旋翼机全机干扰流场模拟的数值方法。然后,基于所建立方法开展了不同部件干扰情况下旋翼气动特性分析。最后,分析了前飞速度、旋翼旋向组合、旋翼横向距离对旋翼与机翼气动特性的影响规律。结果表明：后旋翼气动特性受全机干扰的影响较大,后旋翼拉力相对于孤立旋翼减小了41%。随着前飞速度的增加,前旋翼和机翼对后旋翼的气动干扰增强。从机头前方正视,机翼的左旋翼右旋和机翼的右旋翼左旋,有利于改善全机气动性能。前后旋翼的横向距离增大会提高后机翼和后旋翼的气动性能,横向距离为0.5 m时,后旋翼拉力比0 m时增大47%。     

纵列式双旋翼直升机气动力和流场的数值模拟

纵列式双旋翼直升机的旋翼尾迹受前飞自由流、机身和旋翼之间的干扰影响,旋翼尾迹不仅影响机身的空气动力,也影响旋翼自身的空气动力特性.应用欧拉方程与计算流体力学(CFD)方法,采用自适应非结构直角网格技术生成计算域网格,数值模拟纵列式双旋翼直升机全机流场,给出了考虑旋翼影响的机身表面压力分布以及全机流场特性.     

直升机旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响

悬停和侧滑状态的直升机主旋翼桨尖涡将穿透尾桨桨尖平面,由此导致尾桨非定常气动载荷发生明显变化。为更准确地模拟由主旋翼/尾桨干扰产生的尾桨非定常气动载荷变化,通过在面元压力项中增加由旋翼桨尖涡诱导的时变项,体现旋翼桨尖涡速度和几何时变对桨叶非定常压力的影响,同时采用涡面镜像法修正涡粒子法的黏性项,确保桨叶附近区域旋翼涡量守恒,建立旋翼尾迹对尾桨叶的非定常气动干扰模型,并耦合面元/黏性涡粒子法,构建直升机主旋翼/尾桨干扰下的尾桨非定常气动载荷分析方法。通过计算AH-1G旋翼桨叶非定常气动载荷特性,并与实验测量值、计算流体力学(CFD)计算结果对比,验证本文非定常气动干扰模型的有效性。随后基于NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)模型分析悬停、侧风和60°右侧滑状态主旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响,分析表明主旋翼尾迹对尾桨非定常气动载荷影响显著。悬停状态的主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力平均值下降、非定常气动载荷显著增加;左侧风状态,主旋翼/尾桨干扰削弱尾桨"涡环"程度,显著增加尾桨拉力和非定常气动载荷;60°右侧滑状态,主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力损失最大,且在低速侧滑状态出现尾桨拉力"迅速恢复"现象,尾桨非定常气动载荷幅值迅速增加。     

带气膜阻尼环的转子系统动力特性试验

提出一种具有金属橡胶弹性外环的气膜阻尼环(AFD)作为转子系统的辅助支承阻尼元件.建立AFD的力学模型,解释其工作机理.建立带AFD转子系统的试验台和测控系统,对比无AFD转子系统的动力特性,验证AFD的辅助支承阻尼性能.通过对AFD振动位移和相位的测量,说明气膜环在转子运转过程中的跟踪振动响应过程.通过对比气膜环和转子轴颈在转子系统运转过程中的相位差,验证AFD的工作机理和阻尼减振性能.最后研究初始气膜间隙对AFD性能的影响.研究结果表明:由于AFD具有可动金属橡胶环,气膜环能够跟随转子轴颈的振动量,自动调整偏心振动量和相位,具有自适应特性.在金属橡胶和气膜的刚度和阻尼作用下,AFD作为转子系统的辅助支承阻尼元件,为转子系统提供附加支承刚度和有效阻尼,起到限幅减振的作用.而初始气膜间隙越小,辅助支承阻尼作用的效果越明显.      

旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响

为研究旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,建立了基于自由尾迹法和2阶升力线法的共轴双旋翼气动模型,分别计算和分析了共轴双旋翼的旋翼翼型、上下旋翼半径之比、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比等参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,最后基于分析结果综合优化了悬停状态下各旋翼的几何参数.结果表明:旋翼翼型、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比对共轴双旋翼悬停性能有一定的影响,上下旋翼间距对其影响较小,综合优化旋翼在拉力系数为0.01时与基准旋翼相比,扭矩系数降低10.5%,悬停效率提高9.5%.     

Modern helicopter rotor aerodynamics

The helicopter rotor wake is among the most complex fluid dynamic structures being three dimensional and in many cases unsteady. The wake begins at the blade(s) where the flow can be transonic near the blade tip and undergo compressible dynamic stall. Farther down in the wake, the flow is essentially incompressible. Moreover, the rotor blades undergo complex unsteady motions because of the necessity to balance moments; they are elastic as well. In this paper, the fundamental aeromechanics of the wake and the flow on the blade is discussed and the primary methods of analysis, computation, and experiment employed to uncover the physics of the rotor wake are described.     

旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算研究

针对旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算问题,将CFD方法与Farassat 1A(F1A)公式相结合,提出了一种适用于旋翼干扰下的尾桨气动噪声数值计算方法。首先,应用所提出的方法进行了噪声的算例验证,并与参考文献结果进行了对比;然后,着重针对悬停和前飞状态旋翼干扰下的尾桨噪声及气动特性进行了计算分析,并与孤立尾桨状态进行了对比。计算分析结果表明:悬停状态下,旋翼干扰下的尾桨气动噪声水平显著大于孤立尾桨;而在前飞状态,由于旋翼尾迹对尾桨桨盘平面产生更强的气动干扰,这一现象会更加明显;同时,在旋翼干扰作用下,尾桨噪声的主传播方向也会发生明显变化。     

转子不平衡量对角接触球轴承-刚性转子系统动力学耦合特性的影响

建立了高速角接触球轴承-刚性转子系统完全动力学数值仿真模型。以某仪表轴承支承的转子系统为例,分析了转子不平衡量对转子振动响应、轴承内部载荷分布以及保持架质心运动轨迹、频域幅值变化及其磨损的影响。结果表明:无转子不平衡量时,转轴振动仅包含保持架频率,而转子不平衡时,转轴振动除保持架频率,还包含内圈频率及其倍频。随着转子不平衡量的增大,内圈频率对应的转轴振动幅值逐渐增大,而保持架频率对应的转轴振动幅值先减小后增大。球与内外圈接触载荷波动随着转子不平衡量的增大而增大,且载荷包含了保持架频率与内圈频率的多种耦合频率。转子不平衡量越大,保持架质心运动越不稳定,而保持架磨损率反而逐渐降低。保持架质心运动除保持架频率外,还包含保持架频率与内圈频率的耦合频率,说明保持架运动受转子振动的影响。      

Investigation of rotor control system loads

This paper concentrates on the aeroelasticity analysis of rotor blade and rotor control systems. A new multi-body dynamics model is established to predict both rotor pitch link loads and swashplate servo loads. Two helicopter rotors of UH-60A and SA349/2, both operating in two critical flight conditions, high-speed flight and high-thrust flight, are studied. The analysis shows good agreements with the flight test data and the calculation results using CAMRAD II. The mechanisms of rotor control loads are then analyzed in details based on the present predictions and the flight test data. In high-speed conditions, the pitch link loads are dominated by the integral of blade pitching moments, which are generated by cyclic pitch control. In high-thrust conditions, the positive pitching loads in the advancing side are caused by high collective pitch angle, and dynamic stall in the retreating side excites high-frequency responses. The swashplate servo loads are predominated by the rotor pitch link loads, and the inertia of the swashplate has significant effects on high-frequency harmonics of the servo loads.     

涡轮泵转子稳定性计算

随着涡轮泵压力和转速的提高,流体密封和叶轮偏心间隙激励成为影响转子稳定性的主要因素。利用Ｃｈｉｌｄｓ Ｄ Ｗ等提出的动力系数计算方法,计算了环形密封引起的附加刚度和阻尼,采用整体传递矩阵法,对考虑流体密封和Ａｌｆｏｒｄ力引起的涡轮泵转子系统的稳定性进行了计算。结果表明,增加支承阻尼和进口反涡动,可以提高转子稳定性。     

硅基超短微转子系统动力学分析和 不平衡量试验测量方法研究

以基于微型静压气体轴承系统支承的硅基超短微转子为研究对象,充分考虑微尺度下稀薄气体效应的影响,建立了微型静压径向气体轴承的气体动力学模型。开展了不平衡量影响下的微转子-气体轴承系统动力学的建模和动力特性研究,分析并掌握了微转子不平衡量与微转子动力学响应、微型静压气体轴承供气特性之间的内在联系,提出了一种基于共振原理和反推原理的超短微转子不平衡量分析和测量方法,解决了常规不平衡量测量方法中存在的传感器安装和环境振动干扰等问题。