直升机发动机入口绕流的数值模拟

对直升机发动机入口处流场采用有限体积法,通过生成贴体结构化网格求解Navier-Stokes(N-S)方程, 进而对MI-171直升机低空悬停和前飞状态进行数值模拟,计算了该型直升机发动机进气道处的流场特性.然后以广义尾流入手,并引入尖涡涡核作用的半经验修正的旋翼自由尾流模型对该机发动机进气道处流场进行计算分析.对沿发动机轴线剖面以及垂至于该轴线剖面的分析结果表明,CFD(Computational Fluid Dynamics)数值模拟方法与旋翼自由尾流分析方法均可以对涡诱导流场进行预测.     

旋翼洗流对发动机喷流影响的计算分析

通过考察旋翼洗流对发动机喷流的影响来研究直升机发动机喷流的流动形式.首先应用自由尾流分析技术来计算旋翼尾迹和发动机绕排流空间的洗流速度.然后计算发动机的喷流轨迹,喷流截面形状和喷流物理参量,所得结果可以为预测直升机的温度分布提供参考.      

共轴式双旋翼尾迹流场的水洞PIV测量

采用粒子图像测速(PIV)技术,对共轴式双旋翼在悬停和以不同前进比前飞时的流场进行水洞实验.将激光片光定位于旋翼的纵向截面,桨叶的方位角和图像的获取是同步的.测量得到了旋翼流场的瞬时涡量和速度分布、桨尖涡的结构和脱落轨迹、悬停时的尾迹边界收缩和前飞时的尾迹边界倾斜角等.研究了不同状态下共轴式双旋翼流场的气动干扰特性.为了比较,对单旋翼也进行了同样的测量.实验得到了有价值的结果,对共轴式直升机的气动计算和合理设计具有重要意义.      

自由涡数值计算的参数影响分析

介绍了自由涡方法中多个参数的影响,包括桨叶离散段数、有弯度翼型的涡网格密度、尾迹的长度.从桨叶根部到桨尖采用分区离散,内段区域离散稀疏,桨尖区域离散细密,根部区域的离散密度对计算结果影响不大,桨尖区域的离散密度对计算结果影响较大;采用涡网格模拟有弯度的翼型,涡网格的密度对计算结果有较大影响,但密度过大对于计算精度提高影响不大.悬停和小速度前飞状态,取9圈自由涡尾迹就能够得到较好的计算结果,爬升和大速度前飞状态下,取7圈自由涡就能够得到足够的计算精度.在上述参数中,自由涡圈数对计算时间的影响最大.      

垂直下降状态下的旋翼三维流场数值模拟

应用激励盘模型,采用计算流体力学(CFD, Computational Fluid Dynamics)方法结合动量叶素理论,计算了旋翼在垂直下降时的流场特征与气动性能.计算过程中,旋翼载荷被描绘成沿桨盘径向分布、与当地流动参数相关的压力源项.在直角坐标系中,运用有限体积方法直接求解了定常不可压N-S(Navier-Stokes)方程,湍流模型为S-A(Spalart-Allmaras)一方程模型,重点使用诱导速度经验公式计算出了压力源项.旋翼流场模拟结果和性能预计结果同实验测量数据吻合较好,表明这种CFD方法可以有效地分析旋翼下降飞行时的空气流动特性,为进一步的涡环状态研究提供了参考.     

Euler方程数值模拟绕悬停旋翼桨叶的流动1)

本研究应用格心格式有限体积龙格-库塔时间推进法求解三维欧拉方程，模拟绕旋翼桨叶的流动.旋翼尾流的作用通过自由尾流分析来求解局部的诱导下洗速度以修正翼型攻角.选择O-H型式生成绕桨叶贴体的弦向和展向网格.通过算例计算为进一步寻求有效的Euler或NS方程数值解积累了经验.     

共轴刚性旋翼悬停状态桨叶表面压力测量试验与计算研究

针对共轴刚性模型旋翼悬停状态,开展了桨叶表面压力测量试验与数值模拟研究。试验采用微型压力传感器进行桨叶表面压力测量,不仅获得了桨叶表面压力的试验数据,同时为CFD计算方法计算桨叶表面压力提供了验证数据。计算与试验结果对比吻合度良好,验证了CFD计算方法的有效性。研究获得了共轴刚性旋翼上下旋翼桨叶表面的流动情况和压力特性,结果表明:对于上下各4片桨叶的共轴刚性旋翼,桨叶表面压力随着桨叶旋转呈周期性变化,旋转一周出现8个小周期;在上下旋翼扭矩配平的悬停状态,下旋翼桨叶大部分区域受下洗流影响,下旋翼剖面拉力低于上旋翼;在桨尖区域,下旋翼的桨距角大于上旋翼,受各自上洗流的影响,下旋翼剖面拉力高于上旋翼。      

前体尾流对降落伞工作性能的影响

为研究前体尾流对降落伞工作性能的非定常影响,基于Realizablek-ε湍流模型采用PISO算法开展了物伞系统的非定常绕流数值计算,获得了精细的流场旋涡结构。在此基础上,研究了不同拖曳比下物伞系统的尾涡演变规律、流场分布规律以及伞衣气动特性变化。结果表明:前体尾涡导致伞衣入口处的涡量大小和方向时刻变化,随拖曳比增加,涡量黏性耗散增强,进入伞衣的旋涡强度逐渐减弱,伞衣入口形成稳定的负涡量区,伞衣尾涡脱离周期随之延长;拖曳比对尾涡区后端（伞衣入口处）流场压力的影响远大于前端,随拖曳比增加,流动形式逐渐由闭式转变为开式,流场的速度分布和压力分布更为对称,伞衣入口形成稳定的正压区,内外压差增加;当拖曳比大于9时,前体尾流对降落伞阻力系数和表面压强系数的影响减小。      

悬停状态旋翼固定尾迹分析中三角级数的应用

为了在固定尾迹分析中更好地描述桨叶附着涡环量分布,结合叶素理论,采用一个三角级数表达附着涡环量的连续分布,并应用于悬停状态下单旋翼和共轴双旋翼的气动特性分析,通过小量计算即获得连续光滑的附着涡环量分布,将其应用到推导的公式中计算出连续分布的诱导速度,进而分析了共轴双旋翼上下旋翼气动干扰及扭矩平衡条件.计算结果与实验结果进行了比较分析,验证了该方法的有效性,并得出结论:下旋翼总距变化对上旋翼诱导作用影响微小,但对自身诱导作用明显;当上下旋翼扭矩平衡时,下旋翼总距比上旋翼总距约大1°.     

共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性

建立一套能够耦合非定常舰船流场的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以研究该旋翼飞行器在着舰过程中的飞行特性。在舰艉流场模拟方面,采用分离涡方法以获得高精度非定常流场数据;在飞行力学建模方面,引入上下旋翼干扰因子建立共轴刚性旋翼诱导速度模型,并采用等效挥舞运动概念建立其挥舞运动方程;基于“单向耦合”思想构建了计算流体动力学（CFD）向飞行力学模型的数据传递策略,并分别以XH-59A直升机和UH-60A/SFS2组合为算例验证了飞行动力学模型和数据传递策略的正确性。以SFS2舰船模型和XH-59A共轴刚性旋翼直升机组合为研究对象,从直升机操纵余量和非定常载荷水平两方面分析了着舰过程中舰艉流场对共轴刚性旋翼直升机的扰动特征。时均研究结果显示：由于共轴上下旋翼受时均流场的扰动存在差异,飞行员在增大总距以维持高度稳定的同时,还需要减小差动总距以保持机头朝向的稳定。非定常水平研究结果表明：对于共轴构型直升机,舰船流场对拉力及俯仰力矩的非定常扰动,是引起飞行员工作载荷增大的主要因素。     

计及大迎角失速的直升机旋翼的气动力模拟

为了描述旋翼诱导速度的分布和大小,综合应用动态入流理论和王氏涡流理论,建立了一个适合直升机机动飞行时的入流模型;以叶素理论为基础,采用状态空间表达式的形式,建立起旋翼非定常气动模型,得到了旋翼气动力随桨盘方位角的变化规律,计算结果与参考数据吻合较好;最终针对失速流和深度失速流两种情况,以MATLAB软件为计算平台,求得了在给定输入情况下某型直升机平飞跃升机动过程中的旋翼拉力响应曲线,研究了大迎角情况下的气动载荷,为直升机旋翼的非定常气动力模拟提供了参考.     

尾流激振情况下叶片强迫响应瞬态分析方法

对叶片强迫响应问题,提出应用瞬态分析的方法,针对转子叶片在前排静子叶片尾流激振情况下的位移和应力进行预估.流场进行全场三维非定常求解,将三维非定常气动力引入转子叶片有限元结构计算中,对尾流激振情况下叶片强迫响应问题进行瞬态分析,比较了不同转速下叶片的强迫响应,得到响应位移及应力变化的分析结果.采用叶片强迫响应瞬态分析方法,从流场的求解到结构响应的求解均应用成熟的通用软件,为工程应用该方法进行尾流激振情况下叶片振动应力预估及阻尼的研究提供了一个可行的方法.      

旋翼/平尾气动干扰对直升机配平特性的影响分析

旋翼/平尾气动干扰建模是直升机全机配平模型和飞行动力学模型的核心内容。常规全机配平模型主要通过旋翼下洗流或诱导速度等方式间接考虑旋翼对平尾的气动干扰作用,但未充分考虑旋翼对平尾非定常气动干扰产生的非线性气动载荷,因而仍难于准确体现旋翼/平尾气动干扰对全机配平特性的影响。为此本文基于非定常面元/黏性涡粒子法,通过在平尾面元中增加由旋翼和平尾尾迹时变干扰产生的非定常压力项,建立旋翼/平尾气动干扰模型,直接计算平尾非线性气动载荷,并耦合基于GA/LM混合优化的直升机全机配平方法,构建旋翼/平尾气动干扰作用下的直升机全机配平特性分析方法。通过计算UH-60A直升机的旋翼操纵量和机体姿态,并与试验测试值对比验证本文方法的准确性。通过与基于诱导速度考虑旋翼/平尾气动干扰的直升机配平结果比较表明,后者难于体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增现象,而本文方法能较好地体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增,且与OH-6A、EH-101等试验测量的特性一致。研究不同平尾构型对旋翼/平尾气动干扰下直升机全机配平特性的影响,分析表明低平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,而高平尾则增加高速纵向操纵量;前置平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,右旋直升机的右置平尾有利于减小低速纵向操纵量突增和机体俯仰角。      

机翼位置对复合式直升机旋翼-机翼干扰的影响

复合式直升机受到了越来越多的关注,但其分析手段还较少.结合自由尾迹算法和涡格法,编制了针对复合式直升机旋翼-机翼升力系统的气动计算程序,对于旋翼和机翼间的气动干扰情况进行了分析.计算了不同前飞速度下机翼位置对旋翼-机翼气动干扰的影响.从计算结果可以发现,在高速情况下,除旋翼扭矩外,气动干扰对机翼位置不敏感;低速时的干扰情况较复杂,还需要进一步研究;在旋翼不对称涡系下,机翼升力不对称,会产生滚转力矩.这对复合式直升机的设计能起到一定的指导作用.     

直升机前飞状态旋翼结冰风洞试验研究

为研究直升机旋翼在不同前飞状态的结冰情况,研制了直升机旋翼模型结冰试验台,在中国空气动力研究与发展中心结冰风洞4.8 m×3.2 m试验段中进行了旋翼结冰风洞试验。以某型直升机2 m直径旋翼缩比模型为试验对象,分析了旋翼转速、初始拉力系数对旋翼结冰的影响。结冰试验过程中保持旋翼操纵恒定,利用天平测量了旋翼拉力和扭矩性能的动态变化,并采用二维冰形切割及三维冰形扫描的方式分别测量了桨叶展向典型剖面的翼型及桨叶的整体结冰形态。试验得到了旋翼结冰关键数据,分析结果表明:旋翼桨叶结冰主要集中在桨叶前缘和下表面,结冰会在降低旋翼升力的同时增大旋翼扭矩和功率;小拉杆杆端轴承的积冰可能造成卡塞,变距拉杆上的积冰可能造成杆端轴承卡塞,从而使旋翼操纵失效。      

基于二级声辐射模型的地面声场高效预测方法

建立了可用于直升机运动状态下噪声传播特性分析的高效地面声场预测方法。该方法包括计算旋翼气动、噪声的自由尾迹方法和时域FW-H方程;计入大气、地面等环境因素的声传播模型及地面声场计算模型;为提高计算效率,在声源计算与噪声传播之间引入基于“紧致球声源”的二级声辐射模型;在此基础上,还提出了通过建立“特征参数声辐射球库”以实现直升机运动状态下噪声实时预测的方法。以AH-1旋翼为算例,通过与地面声场直接计算法对比,说明了方法的有效性及高效性;此外,文中还分析了大气、地面等环境因素对噪声传播以及地面声场特性的影响。      

基于CFD/CSD松耦合的直升机配平分析方法

针对直升机配平问题,基于CFD/CSD松耦合策略建立了计入旋翼气弹效应的配平分析方法。旋翼桨叶CSD求解器与旋翼CFD求解器以桨叶弹性轴和变距轴线为媒介,通过线性插值方法交换气动载荷和响应数据。CFD模块和CSD模块在时域内推进,旋翼每旋转一圈交互一次数据,以CFD模块计算的气动力来修正配平计算中气弹分析的气动力输入,直到配平量和CFD气动力在迭代过程中不再变化,即得到耦合配平解。以SA349/2“小羚羊”直升机小速度前飞状态为算例,计算表明所提方法收敛迅速、稳定性良好,计算结果与飞行实测值的对比分析验证了方法的有效性,对桨叶气动力曲线及桨涡干扰等现象具有很好的捕捉能力。      

Euler方程数值模拟绕悬停旋翼桨叶的流动

本研究应用格心格式有限体积龙格－库塔时间推进法求解三维欧拉方程,模拟绕旋翼桨叶的流动,民流的作用通过自由尾流分析来求解局部的诱导下洗速度以修正翼型攻角,选择Ｏ－Ｈ型式生成绕桨叶贴体的弦向和展向网格,通过算为进一步寻求有效的Ｅｕｌｅｒ或ＮＳ方程数值解积累了经验。