基于动态RCS特征相似的直升机靶机旋翼设计

为获得具备全尺寸直升机旋翼动态雷达散射截面(RCS)特征的靶机相似性设计方案,首先建立适用于动态旋翼雷达回波信号提取与分析的RCS高频预估方法和时频分析方法。其次,开展了旋翼参数对其RCS时频域谱中的微多普勒特征和信号强度的影响特性研究。然后,推导得到反比形式的旋翼雷达最大微多普勒频移的相似性条件,发现依据相似性条件设计较小半径、较少桨叶片数的靶机旋翼能够模拟出目标旋翼的雷达微多普勒特征,进一步通过改变翼型厚度能够使靶机旋翼具有与目标旋翼接近的RCS信号强度。最后,综合对比不同设计方案的靶机旋翼动态RCS的频域和时域特征,提出模拟目标旋翼雷达散射特性的择优方案：雷达最大微多普勒频移相同、RCS强度相似性误差小于0.408 dB,实现了靶机旋翼对目标旋翼RCS时频特征相似性的设计。     

旋翼桨-涡干扰气动特性计算及参数影响研究

建立了一个适用于旋翼桨-涡干扰(BVI)气动特性分析的数值方法。在该方法中,控制方程采用惯性坐标系下的非定常Euler方程,以适合于分析BVI流场的特点;为便于前飞流场分区求解和信息传递,使用了嵌套网格方法;对于流场中涡线的模拟,建立了一种适用于有限体积格式的涡引入方法——广义网格速度法,以简化计算。应用上述方法对旋翼BVI流场进行了计算,并与可得到的试验数据进行对比,验证了方法的有效性。通过对比桨叶弦向位置压强的变化得出,在旋翼BVI过程中,气动载荷主要来自桨叶10%弦长内的前缘部分的压强突变。文中还进一步分析了涡强、干扰距离和干扰角度对BVI气动特性的影响。本文的BVI数值计算表明:当涡接近桨叶前缘时,升力达到最大;而涡位于后缘位置时,诱导速度改变桨叶环量分布,破坏了后缘的库塔条件,但随着涡的远离,桨叶表面环量开始重构。     

基于Navier-Stokes方程的旋翼前飞状态气动特性数值模拟研究

建立了一个适用于旋翼前飞状态非定常流场和气动载荷计算的数值方法。在该方法中,控制方程为惯性坐标系下的三维非定常Navier-Stokes方程,空间方向上将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分分裂方法相结合。为较好地模拟流动分离,采用了一方程的Spalart-Allmaras湍流模型,时间方向则采用双时间法推进求解。为计入桨叶的旋转、周期性挥舞和变距运动,采用了运动嵌套网格方法。此外,为了更真实地反映旋翼桨叶的实际运动,发展了一个旋翼配平分析模型及求解方法。应用所建立的方法,首先计算了具有先进气动外形的四片桨叶的UH-60A直升机旋翼悬停状态的流场及气动性能,验证了该方法对悬停状态旋翼气动性能数值模拟的有效性。在此基础上,着重对Caradonna模型旋翼无升力前飞状态和AH-1G直升机旋翼桨-涡干扰前飞状态的气动特性(表面压强分布、扭矩、气动载荷)进行了计算,数值结果和试验值吻合良好,表明本文建立的CFD方法对旋翼前飞状态流场的模拟和气动载荷的计算是有效的。     

新型桨尖抑制旋翼跨声速特性的影响分析

为研究不同形式的新型桨尖在抑制旋翼跨声速特性方面的作用,开展了多种桨尖对旋翼局部流动及气动特性影响的数值分析研究.发展了基于高效嵌套网格方法的旋翼流场高精度CFD求解方法.在此基础上,详细分析了桨尖外形对旋翼桨叶跨声速区域激波强度、激波诱导气流分离、桨尖涡尾迹及气动性能的影响.数值结果表明:桨尖的后掠和上反在缓解旋翼跨声速特性方面的作用相对较小;桨尖前掠和下反能更有效地减少桨尖外端跨声速区域,降低该位置激波强度并缓解激波-附面层干扰诱导的气流分离;后掠桨尖在减小旋翼反扭矩方面的整体效果良好,直线前掠桨尖在大桨盘拉力状态能够更有效降低旋翼扭矩(直线前掠30°时,扭矩降低达12.3%),桨尖下反可以有效抑制桨尖涡强度(抛物下反30°时,桨尖涡强度降低50%),并加快桨尖涡尾迹的耗散.      

桨叶外形对共轴刚性旋翼悬停性能影响的CFD分析

桨叶外形是影响共轴刚性双旋翼直升机悬停性能的主要因素之一,研究其影响机理对提高共轴刚性旋翼的悬停性能具有重要意义。为了提高外形参数对旋翼气动特性影响的分析精度,首先,基于运动嵌套网格技术和可压RANS方程,建立了一套适用于共轴刚性双旋翼悬停流场模拟的CFD方法;然后,进行了悬停状态共轴旋翼流场气动特性的计算分析,得到上、下旋翼拉力和扭矩沿桨叶展向和周向的分布特征;最后,着重进行了桨叶平面外形参数对共轴刚性旋翼悬停性能影响的分析,包括后掠角、后掠起始位置及尖削非线性弦长分布等,得到不同参数下共轴刚性旋翼悬停效率和压强分布等特征。结果表明,桨尖后掠能够使负压中心外移,延缓气流分离,从而提高悬停效率;尖削及桨叶面积集中在中部段的非线性弦长分布能够有效对桨尖进行卸载,优化气动载荷分布,从而改善悬停性能。     

旋翼翼型非定常动态失速特性的CFD模拟及参数分析

构建了一套基于运动嵌套网格技术和可压缩RANS方程的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度的CFD方法。首先,发展了基于Poisson方程求解的围绕翼型的粘性贴体正交网格生成方法,并提出了基于最小距离法(MDM)改进策略的运动嵌套网格生成方法,克服了弹簧法可能导致网格畸变的不足;其次,为准确模拟由湍流分离和气流再附引起的气动力的迟滞效应,基于RANS方程、双时间方法和高阶插值格式,建立了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用能够较好捕捉气流分离现象的S-A湍流模型;再次,针对旋翼后行桨叶动态失速时桨叶剖面来流速度较低、迎角较大的特点,为解决低来流速度时L-B半经验模型在旋翼翼型非定常动态失速计算中的局限性,并克服可压缩方程对低速流场计算收敛困难和精度低的问题,建立了基于Pletcher-Chen低速预处理方法、FAS多重网格法和隐式LU-SGS方法相结合的高效数值方法。应用发展的方法,分别针对NACA0012、SC1095旋翼翼型静态和轻度、深度动态失速进行计算,精确捕捉了气动力迟滞效应以及翼型前缘脱体涡的产生、对流和脱落过程,验证了本文方法的有效性;最后,着重针对NACA0012动态失速状态,开展了振荡参数对旋翼翼型非定常动态失速特性影响的分析,研究结果表明翼型迎角平均值、振幅及减缩频率的变化均能引起迟滞效应的改变并使得气动力峰值发生有规律的前、后移现象等。     

前缘外形对翼型动态失速特性影响分析

为模拟旋翼翼型动态失速特性,以非定常雷诺平均N-S方程为控制方程,采用双时间推进法,建立了旋翼翼型非定常流场模拟的CFD方法。为研究旋翼翼型前缘外形对动态失速特性的影响,在NACA0012翼型的 基础上,采用了不同的前缘变形量,设计了3类(每类2种,修改翼型1～６)不同类型的旋翼翼型,并对比分析了这3类翼型的动态失速特性。通过对比分析发现:翼型上表面变形能够有效地影响翼型的动态失速特性,上表面凸出变形增大,在一定范围内能有效抑制动态失速;翼型下表面变形对动态失速特性的影响较小;改变前缘附近弯度也可以在一定程度上影响翼型的动态失速特性,翼型的弯度增加,在一定范围内也能有效抑制动态失速特性。     

直升机旋翼计算流体力学的研究进展

依据直升机旋翼计算流体力学(CFD)的发展，分别介绍了小扰动位势方程、全位势方程、Euler方程和Navier—Stokes方程在旋翼流场计算中的研究现状和发展趋势，着重从方程离散、数值算法、网格生成、计算时间和计算精度等方面分析了不同旋翼CFD方法的特点，指出了旋翼的尾迹在旋翼流场计算中的重要性，并针对位势方程和Euler／N—S方程分别讨论了求解的边界条件。最后，对旋翼CFD的发展提出了几点展望。     

共轴刚性旋翼气动外形优化设计

采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力,然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此,本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计,通过改进桨叶平面外形提升旋翼前飞性能。基于雷诺平均NS(Reynold-saveraged Navier-Stokes,RANS)方程对共轴旋翼流场进行了气动性能数值模拟,在此基础上建立了代理模型结合遗传算法(Genetic algorithm,GA)的高效共轴旋翼气动布局优化方法,以前飞升阻比为目标函数进行优化,得到约束外形下的具有非线性弦长分布、尖削及后掠特征的桨叶外形。试验结果表明优化桨叶相比基准矩形桨叶升阻比得到明显的提升(前进比为0.6状态下升阻比提升约30%),证明了优化的有效性。     

倾转旋翼机流动机理及气动干扰特性试验

采用试验方法测量了悬停和过渡状态倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰特性,部分揭示了干扰流动的机理。基于3D-PIV(particle image velocimetry)技术的流场测量结果,发现大总距状态相对于小总距时倾转旋翼下洗流收缩更为剧烈,并有更强烈的卷起涡;揭示了“喷泉效应”的产生机理,受旋翼诱导作用的影响,“喷泉”中心的位置会随着总距和间距的改变而发生显著变化。测量了不同构型及状态参数对倾转旋翼/机翼之间气动干扰影响,发现减小垂直或水平距离均可使倾转旋翼升力有所增大,但将会增加机翼受到的旋翼下洗载荷。进行了该构型过渡状态气动干扰特性试验,获得旋翼、机翼综合气动特性与机翼攻角之间的影响关系,在较大机翼攻角时,将会加强对旋翼下洗流的阻碍作用,对旋翼起到类似“地面效应”的增升效果,但该现象随着机翼的偏转不断削弱;机翼升力随机翼段攻角增加呈现出先增大后减小的趋势。