复合式常规旋翼高速直升机机身气动布局风洞试验研究

复合式常规旋翼高速直升机是国内外高速直升机重点发展的几种构型之一。本文首先简要介绍了某300kg复合式常规旋翼高速直升机的机身气动布局形式，针对该机设计并加工了1∶1.5机身风洞试验模型，在4m×3m风洞开展了机身气动特性风洞试验。通过对比不同机身部件组合状态在不同迎角、侧滑角条件下的气动力及纵横向气动导数，获得了全机及各部件气动性能。根据风洞试验结果，结合已建立的旋翼气动力模型和螺旋桨气动力模型，建立了全机飞行力学模型，并分析了不同飞行速度下全机的静稳定性，验证了该复合式高速直升机具有合理的机身气动布局，研究结果可为复合式常规旋翼高速直升机的进一步发展提供参考。     

复合式直升机技术特点及发展概述

复合式直升机既可垂直起降、悬停和低速飞行,又具有高速、远航程和长航时的性能特点,无论是在军事还是在民用领域都具有非常重要的实用价值。对比常规直升机,总结了复合式直升机的性能优势,介绍了现今已发展的复合式直升机型号。针对复合式直升机的总体构型、气动干扰、操纵策略及操稳特性进行了较细致的总结。对复合式旋翼桨叶结构的选择、辅助推力/升力系统的抉择、复合式布局的技术特点进行了总结和分析。     

复合式共轴直升机飞行动力学数学模型研究

建立了复合式共轴直升机的飞行动力学数学模型。根据复合式共轴直升机的构型特点,计入上下旋翼,旋翼与机翼之间的相互气动干扰,建立了旋翼、机翼等部件的气动计算模型。以某小型复合式共轴直升机为例,运用牛顿迭代法完成了3种飞行模式下的配平计算,得到了从悬停到高速前飞各种飞行状态下的操纵量和状态量,分析了复合式共轴直升机飞行的物理...     

基于双螺旋桨推进的复合式直升机飞行性能

为研究螺旋桨和机翼对双螺旋桨推进构型复合式直升机的飞行性能影响,在已有的直升机飞行性能模型基础上耦合螺旋桨和机翼气动模型,建立了该型复合式直升机配平模型。以X-3构型直升机为样例,通过加装螺旋桨和机翼组成不同的配置,给出了直升机各操纵量和姿态角的变化,并通过控制气动部件为复合式直升机提供推力和升力的不同配比,分析直升机的需用功率和升阻比变化。结果表明:机翼对复合式直升机升阻比的提升较为明显,且能有效减小总距和横向周期变距;前飞速度大于一定速度后,螺旋桨对复合式直升机需用功率的降低和对升阻比的提高才开始显现;同时配置螺旋桨和机翼,并合理分配推力和升力,可有效降低整机的需用功率,进而提升复合式直升机飞行性能。     

复合式直升机过渡飞行功率特性

为研究复合式直升机其特殊飞行方式下的动力系统功率分配问题,建立了由气动部件和机械传动部件数学模型组成的复合式直升机性能综合计算模型.通过对其飞行条件进行约束,建立了该种飞行器的过渡飞行边界,并对边界内不同过渡路线下的功率进行计算,分析了气动部件和传动部件对复合式直升机过渡飞行过程中的功率影响,并通过地面试验模拟该飞行方式下的功率使用状况对计算模型进行数据验证,结果表明虽然计算值与试验值存在6%的误差,但比传统性能计算方法精度提高了4%.通过该方法可建立一种更为有效的复合式直升机性能计算方法.      

常规旋翼构型复合式高速直升机发展概况及关键技术

对常规旋翼构型复合式高速直升机的发展概况及关键技术进行了综述。首先,结合常规旋翼构型复合式高速直升机的布局型式及操纵方式,介绍了该构型复合式直升机的一般概念。然后,根据常规旋翼构型复合式高速直升机的前飞动力结构特点,将其分为三种类型,并分别对不同类型复合式直升机的布局型式及其发展概况进行了梳理。在此基础上,针对目前该构型高速直升机所面临的问题,总结了该构型直升机的总体布局设计与优化、过渡模态操纵分配设计等关键技术。最后,结合国内外高速直升机的发展趋势,以及该构型高速直升机的特点,分析了常规旋翼构型复合式高速直升机的发展前景,并对其在我国的发展提出了初步建议。      

基于遗传算法的常规复合式高速直升机飞行性能参数优化

单旋翼带尾桨式的传统直升机受旋翼气动特性的不利影响，其最大飞行速度等性能受到制约，因此高速直升机成为国内外研究的热点。为研究基于遗传算法的参数优化对常规旋翼构型复合式高速直升机飞行性能的影响，本文采用动量叶素理论和Young曲线拟合相结合的方法建立了悬停和低速下负拉力状态螺旋桨气动模型，构建了基于遗传算法的飞行性能优化模型。以X3高速直升机为样例，对悬停、低速（200km/h）和高速（400km/h）分别进行优化，分析了直升机功率、操纵量和姿态角变化。结果表明，基于遗传算法的参数优化方法能提升特定速度下复合式直升机的飞行性能。悬停、200km/h和400km/h优化后的直升机总功率均降低，比基准值分别低16.3%、10.9%和19.6%。高速时最优直升机总功率主要依赖优化旋翼部件，通过显著降低旋翼总功率来实现。悬停状态的优化参数趋势和操纵量变化与400km/h优化后的相反，而200km/h优化后的旋翼参数变化趋势与悬停状态一致，螺旋桨参数变化趋势则相反。本文为未来高速直升机总体参数选择、飞行性能优化等提供一定的帮助。     

复合式高速直升机旋翼下洗流对机翼的气动影响分析

对复合式高速直升机的旋翼两侧不同强度下洗流对机翼的气动干扰分析,可以为类似构型直升机的气动外形设计及优化提供一定的参考。采用动量源方法对复合式高速直升机悬停及前飞状态的流场进行数值模拟,分析旋翼两侧不同强度的下洗流对机翼的气动影响,研究改变旋翼桨盘高度和机翼展弦比对气动特性的影响。结果表明：复合式高速直升机前飞时,随着旋翼桨盘的增高,两侧机翼升力差峰值减小,且峰值落在更小速度处;随着机翼展弦比的增大,两侧机翼升力差峰值减小,且在峰值后同一速度下,机翼越细长两侧升力差越小。     

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。     

直升机增装旋转部件的气动影响分析

在直升机发展过程中,可能需用在机身外增加部件,该部件会持续旋转,带来了一些新的气动问题。本文采用理论分析、数值计算和仿真试验的综合方法来研究该部件旋转的气动特性。主要目的在于分析旋转产生的周期性扰动力和力矩对直升机的影响,以及为飞行控制律设计提供设计输入,即部件旋转时直升机的气动导数模型以及扰动响应。     

探索创新开创我国直升机气动设计的新局面

直升机气动设计是设计先进直升机的关键技术之一.它包括飞行性能、飞行载荷、飞行品质、旋翼气动载荷计算及分析、直升机气动外形设计、直升机气动试验、旋翼气动噪声计算分析、直升机舰面起降特性计算、流动主动控制技术等研究内容.……     

操纵策略对高速直升机前飞性能的影响分析

针对共轴刚性旋翼高速直升机的操纵冗余问题，开展基于旋翼/推力桨气动力分配的操纵策略研究，并分析其对飞行性能的影响。首先，基于动量-叶素理论与尾迹叠加模型发展了共轴刚性旋翼和推力桨的气动模型，并采用动量源方法建立计入旋翼干扰的机身气动力CFD计算模型。其次，根据所建立的各部件气动载荷求解方法，构建高速前飞状态全机操纵与姿态配平方法。最后，分析旋翼/推力桨不同气动力分配的操纵策略对高速直升机飞行性能的影响规律。研究发现，直升机在巡航高度高速飞行时，旋翼提供部分牵引力可以有效增大高速直升机的最大前飞速度，而操纵策略改变对斜爬升率影响不大。     

复合式高速直升机螺旋桨变距性能评估与测试

复合式高速直升机在机翼两侧安装螺旋桨，通过调整左/右螺旋桨的桨距提供前向推力和偏航力矩，对螺旋桨变距性能要求较高。首先，简要介绍了某型复合式高速直升机的总体气动布局，建立了非线性动力学模型；然后，开展了全速度包线闭环飞行仿真，分析了飞行仿真历程数据，提出了螺旋桨变距的角度行程和速率需求；在此基础上，针对所研究的复合式高速直升机设计了螺旋桨变距机构，测试获得了实际的螺旋桨变距性能指标，初步验证了该螺旋桨变距驱动控制方案的可行性。     

直升机飞行动力学数学建模问题

直升机飞行动力学数学模型是飞行控制系统设计的基础,也是直升机飞行品质设计和评估的主要手段。直升机是一个多体系统,在直升机飞行动力学建模过程中,必须考虑旋翼、机体与升力面等的运动耦合、惯性耦合、结构耦合和气动耦合以及非定常、非线性特性,给出各个运动部件的物理模型及其数学表达形式,是对不同假设、子模型进行分析和综合的一个复杂的过程。鉴于此,简要回顾了单旋翼带尾桨直升机飞行动力学数学模型的研究现状,着重描述了直升机飞行动力学数学建模中的旋翼气动力建模、直升机气动干扰建模、旋翼/发动机建模以及直升机飞行动力学模型的集成与综合的研究现状与研究进展。最后,针对直升机飞行动力学的数学建模提出了今后的研究重点。     

基于非定常面元/黏性涡粒子混合法的旋翼/平尾非定常气动干扰

旋翼/平尾非定常气动干扰是导致直升机纵向“抬头（Pitch-up）”现象的主要原因。为在直升机设计阶段准确分析旋翼/平尾非定常气动干扰以及由此引起的低速纵向操纵特性变化,通过涡量等效原则和Neumann物面边界条件建立了适用于旋翼/平尾气动干扰分析的非定常面元/黏性涡粒子混合法。该方法耦合了考虑尾迹时变效应的非定常面元法、黏性涡粒子法及涡量镜面法,以准确模拟旋翼和平尾的非定常气动载荷、旋翼尾迹的非定常特性以及旋翼尾迹对平尾的气动干扰效应。首先通过计算NASA ROBIN（Rotor Body Interaction）旋翼尾迹几何和诱导速度分布,并与实验测量值、时间精确自由尾迹及CFD计算结果对比验证方法的准确性。相比于时间精确自由尾迹,本文方法计算精度更高。随后分析了旋翼/平尾非定常气动干扰对平尾向下气动载荷和气动导数的影响,并分析了平尾构型对旋翼/平尾非定常气动干扰的影响规律。分析表明：旋翼尾迹与平尾干扰导致低速状态的平尾载荷突增,气动导数反号;低平尾气动载荷突增较大,高平尾较小,但高速气动导数反号;前置平尾载荷突增量减小,但对应速度范围较宽;右旋直升机右平尾载荷突增量较小,但气动导数特性基本不变。     

基于涡环尾迹模型的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模

共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现：该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现：共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性叠加而造成的。     

直升机机身大角度气动特性计算与试验相关性研究

计算直升机大角度飞行状态的飞行性能、品质和载荷需要大迎角和大侧滑角的机身气动特性数据作为设计输入,在直升机研制过程中,这些数据通常采用风洞试验和CFD计算的方法来获得。为了研究上述两种方法得到的气动特性数据之间的相关性,采用CFD方法计算了3种不同构型的直升机机身大角度状态的气动特性,并与风洞试验结果进行了对比分析。分析结果表明,CFD计算得到的大角度状态气动特性结果变化趋势与风洞试验结果一致,两者的差值在部分迎角或侧滑角时比较大,而两者的比值基本不随迎角或侧滑角的变化而变化。研究结果可为大角度状态气动特性CFD计算结果修正和CFD计算方法在直升机研制中的应用提供参考。     

复合式直升机前飞状态旋翼-机翼干扰计算分析

采用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初步分析,计算了不同前飞速度下机翼旋翼之间的相互干扰情况,计算结果验证了程序的可行性.同时表明:机翼-旋翼间的干扰与速度有较大关系,而机翼对旋翼扭矩的影响大于对旋翼拉力的影响.由于相互干扰的存在,旋翼和机翼的效率都会降低.这为复合式直升机的设计提供了参考和分析工具.      

鸭式旋翼/机翼无人机飞行动力学建模与分析

针对鸭式旋翼/机翼无人机兼有直升机和固定翼机飞行特性的特点,对其飞行动力学模型进行了理论建模与分析研究。应用动量理论建立了旋翼/机翼尾迹模型,分析了旋翼/机翼尾迹对鸭翼、平尾等气动部件的干扰特性,建立了直升机和转换飞行模式受旋翼/机翼尾迹干扰影响的动力学模型以及固定翼飞行模式的动力学模型。提出了各飞行模式的配平策略,使用Matlab工具箱函数简化了平衡特性计算和模型线性化过程,并进行了不同飞行模式、典型飞行状态的纵向运动稳定性分析。结果表明所建立的模型能够反映该类鸭式旋翼/机翼无人机各飞行模式的典型特性,并可用于飞行控制系统设计。     

复合式直升机螺旋桨操纵策略及耦合配平方法研究

为提高复合式直升机飞行效率，对螺旋桨操纵策略和耦合优化配平计算方法进行了研究。首先，建立了构型适用的飞行动力学模型。然后，将已有的螺旋桨变桨距操纵改为桨距和转速复合操纵策略，采用二次序列规划法进行目标拉力的桨距/转速优化操纵求解；提出了改进的鲸鱼算法与螺旋桨操纵策略耦合求解的配平计算方法。最后，进行了计算及结果分析。研究结果表明：所采用的螺旋桨操纵策略有效地提高了复合式直升机飞行效率，所提出的耦合配平方法解决了由于螺旋桨操纵策略变化给复合式直升机带来的配平问题。