共轴刚性旋翼桨毂阻力特性试验研究

为研究高速直升机共轴刚性旋翼桨毂的阻力特性,采用自研的桨毂模型试验台,在中国空气动力研究与发展中心FL-14风洞开展了风洞试验。试验模型为典型的共轴刚性旋翼桨毂模型,包括上、下桨毂整流罩模型和4种中间轴整流罩模型,分别为基准中间轴和基于翼型的优化外形。主要试验内容包括多种桨毂模型在不同转速、不同风速及不同模型姿态角下的阻力特性试验,以及桨根对桨毂阻力特性的影响试验等。风洞试验结果较好地反映了不同桨毂构型的阻力特性差异,获得了中间轴整流罩外形对桨毂阻力的影响规律;试验结果表明最优桨毂构型相对基准桨毂构型,可减阻37%。     

共轴刚性旋翼气动干扰特性风洞试验研究

针对共轴刚性旋翼上下旋翼间复杂气动干扰问题,利用4 m直径共轴刚性旋翼缩比模型开展了悬停及前飞状态风洞试验研究。试验中,采用两套六分量天平对共轴刚性旋翼的上下旋翼进行分开测力,并测量了相同操纵量输入时的孤立单旋翼气动力。通过分析双旋翼状态下的上下旋翼与孤立单旋翼的气动力的对比结果,研究了共轴刚性旋翼在悬停及前飞状态下的气动干扰特性。在此基础上,还进行了升力偏置对气动干扰影响的试验研究。结果表明:随着旋翼前进比的增大,上下旋翼之间的气动干扰逐渐减弱,共轴刚性旋翼的非对称气动干扰会使得双旋翼升力偏置增大。     

方背Ahmed模型非定常尾迹的实验研究

方背Ahmed模型是一种简化的商用车类车体模型,气流在尾部发生分离形成回流区,使背部产生负压继而带来较大的气动阻力。利用风洞实验对1/4缩比的方背Ahmed模型的非定常尾迹进行了精细测量和统计分析,实验雷诺数为9.2×104。背部压力、粒子图像测速（PIV）和热线测量结果表明方背Ahmed模型的非定常尾迹呈现出3种流动特征的相互耦合:左右涡结构不对称分布的双稳态特征、水平以及垂直方向的涡脱落和回流区的周期性抽吸。其中双稳态现象在非定常尾迹中占主导作用,表现出2种稳定状态（水平不对称）的交替出现（转换概率P_转换=0.149）,且每种稳定状态可维持较长的时间尺度（平均维持时间约为6 s）,其频谱特性满足-2次幂律分布;水平和垂直方向剪切层振荡引起的涡脱落频率分别为Sr_H=0.13和0.17;回流区周期性抽吸的频率为Sr_H=0.07。3种流动结构共存并相互作用,从而使方背Ahmed模型的非定常尾迹呈现复杂的三维湍流特性。     

无人旋翼机旋翼气动分析与试验研究

为支撑某无人旋翼机方案设计,采用叶素理论和动态入流建立旋翼气动模型,进行旋翼参数分析。评估了旋翼半径和总距对旋翼拉力及轴倾角的影响,得到旋翼拉力和操纵规律。在大尺寸低速风洞开展无人旋翼机的试验研究,对独立机身、机身+旋翼组合体进行吹风,得到了不同风速及迎角下机身和旋翼的升力与阻力,并与计算结果进行对比,从而验证计算方法的有效性。通过旋翼气动计算与试验结果分析,研究了旋翼气动特性与设计参数、飞行状态及轴倾角操纵之间关系。最后提出了旋翼拉力与飞行速度和轴倾角的关系公式。     

直升机旋翼模型结冰风洞试验技术

为满足我国直升机旋翼结冰风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心在大型多功能结冰风洞研制了直升机旋翼模型结冰试验系统,发展了旋翼模型结冰风洞试验方法和数据采集与处理方法,规范了结冰试验的流程,能够安全可靠地开展旋翼模型结冰试验研究.通过开展国内首次直升机旋翼模型结冰风洞试验,研究了典型工况下旋翼模型的结冰特性,获得了结...     

旋翼异形桨叶大变形气弹动力学分析与试验研究

采用大变形梁理论建立一种旋翼桨叶气弹动力学分析方法,桨叶应变能分析分解为一维非线性分析和二维剖面特性分析,将应变能方程中的广义应变用桨叶参考轴线处弹性运动表示,保留所有非线性项,推导出的桨叶大变形应变能公式在气弹分析中使用更为方便.集成惯性力与气动力计算模型形成气弹分析方法.异形桨叶模态试验的计算结果与试验测试结果以及国外大变形梁试验结果的比较,验证了本文结构模型的正确性.计算了旋翼的气弹稳定性,研究了异形桨叶几何参数对旋翼桨叶气弹稳定性的影响,计算结果表明了分析方法的有效性,分析精度得以明显提高.     

三维桨尖旋翼桨叶表面压力测量试验

研制了三维桨尖(抛物线后掠下反桨尖)4 m直径模型旋翼,并在旋翼试验台和大型低速风洞中完成了该模型旋翼的气动特性试验.采用了新的桨叶表面压力传感器布埋技术,有效地开展了三维桨尖旋翼桨叶表面非定常压力测量风洞试验.试验结果表明,下反桨尖的压力系数随方位角变化幅值比非下反桨尖的小,桨尖下反可以减弱桨-涡干扰,且随前进比增大,压力系数的峰值也增大.     

纵列式直升机双旋翼流场及性能试验

通过加装一台套单旋翼试验台,与原有的单旋翼试验台组成了双旋翼试验台.基于测力天平和PIV技术,通过改变前后两旋翼的水平和轴向间距,测量了纵列式双旋翼不同气动布局干扰状态下的流场特性和旋翼性能,并与单旋翼情况进行了比较.分别给出了悬停和前飞状态下的旋翼速度场和涡量场分布,对比了不同纵向和轴向间距对双旋翼性能的影响.结果表明:悬停时,后旋翼性能和单旋翼基本一致;前飞时,后旋翼性能比单旋翼差,且随前进比的增加,后旋翼性能与单旋翼性能的差距会更大.     

基于CFD的直升机旋翼流场及气动力计算

建立了一个基于结构运动嵌套网格的流场求解器,用来精确模拟复杂的旋翼流场,为更好地预测旋翼气动载荷提供一套计算方法.在该求解器中,控制方程为惯性坐标系下的三维非定常Navier-Stokes方程,空间方向上采用低数值耗散的Roe格式结合三阶逆风格式(Monotonic upwind scheme for conservation law,MUSCL),湍流模式采用了一方程的Spalart-Allmaras模型.应用所建立的方法,分别针对Caradonna模型旋翼、UH-60A直升机旋翼的悬停流场和7A旋翼、SA349/2直升机旋翼的前飞流场以及旋翼气动载荷进行了数值模拟.计算结果表明,本文的方法在一定程度上提高了对旋翼流场的模拟能力,进而提高了旋翼气动载荷的计算精度.     

直升机涡环区域边界包线的确定

在旋臂式模型旋翼试验机上模拟直升机的垂直下降和斜下降飞行，试验中首次发现了旋翼进入涡环区域的特征现象－－旋翼轴扭矩的异常变化。在分析试验结果的基础上，探讨了确定涡环区域的方法，对美国Ｐｅｔｅｒｓ教授提出的涡环边界判据进行了试验修正，进而建立了一套通用的半经验算法，计算出涡环区域的速度边界包线。