桨尖后掠对旋翼流场和气动特性的影响

推导了后掠桨尖剖面法向马赫数和等效迎角与矩形桨尖的关系,指出前飞状态下旋翼后掠桨尖上的法向来流并不一定总比矩形桨叶小的新结论,进一步得出了在后掠桨尖上出现较大法向来流马赫数的解析区间,并给出了克服这种情况出现的解决办法;提出了保持前缘法向来流速度为常数的桨尖设计方案。然后,采用CFD方法,针对后掠新型桨尖旋翼的悬停和前飞跨声速流场进行了数值模拟,并结合理论分析的结果,深入地分析了桨叶后掠对旋翼流场、气动特性的影响,得出了后掠桨尖流场的细节特征,尤其是桨尖附近的激波位置、范围和强度的变化规律。     

旋翼非定常平行桨-涡干扰流场的数值模拟

建立了一个基于Euler方程的旋翼平行桨-涡干扰流场的数值模拟方法。该方法在时间离散上使用隐式的双时间法,以避免因物理时间步长过小而引起的数值不稳定问题;为减小由于空间离散格式精度和网格密度引起的涡数值耗散,采用了预定涡方法。以Kitaplioglu的平行桨-涡干扰试验模型为算例,计算了表面瞬时压强分布,并与可得到的试验结果相比较,验证了方法的有效性,且描述了干扰流场的气动力变化特性以及桨叶表面扰动压力波的产生和传播过程,然后分析了马赫数、涡强度、干扰距离等参数对桨-涡干扰流场特性的影响。在此基础上,得出了一些有意义的结论。     

过冷大水滴动力学行为对翼型结冰的影响分析

过冷大水滴（SLD）是极端危险的飞行环境之一。因大粒径水滴独特的动力学行为变形破碎、飞溅反弹,传统结冰计算方法难以准确地反映SLD结冰情况。采用Navier-Stokes方法求解流场、Euler方法计算水滴撞击、Shallow Water模型模拟结冰,并与NASA实验结果进行了对比验证方法可信。结果表明：SLD动力学行为对结冰和冰形影响较大。其中,变形破碎改变了水滴运动轨迹和撞击范围,降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小2.83%、2.13%;飞溅降低了驻点附近水滴收集率,导致前缘积冰量减少8.09%;反弹显著降低了水滴撞击极限,导致上下结冰极限减小30.69%、20.01%;撞击后飞溅反弹二次水滴再入流场使得上下结冰极限增加6.14%、3.71%。同时,与干净翼型相比带冰翼型空气动力学性能严重退化,在相同迎角下,升力更小、阻力更大、气动效率更低。     

基于不确定性的旋翼转速优化直升机参数设计

为了提高旋翼转速优化直升机总体参数设计质量,基于不确定性多学科设计优化方法,对旋翼转速优化直升机的参数设计进行了研究。首先对最优旋翼转速的不确定性进行分析与建模,同时也考虑了直升机加工制造、材料老化引起的不确定性因素,对比发现最优旋翼转速是旋翼转速优化直升机设计中的主要不确定性因素;然后在协同优化框架下,分别建立了直升机飞行性能、直升机重量、飞行稳定性与变转速涡轴发动机性能计算模型;最后以续航性能为系统学科,悬停性能、飞行稳定性分别作为子学科,进行多学科的不确定性优化设计,得到了3种不确定性优化设计方案。通过对比分析可以发现：第2种方案为旋翼转速优化直升机的最佳参数设计方案,该方案满足悬停需用功率低于350 kW,飞行稳定性指数小于0.8等约束条件的概率不低于95.46%,并且直升机的最大航时期望值也较大。     

基于极值理论的平尾结冰飞行风险评估

提出了结合极值理论与Copula模型来量化评估平尾结冰条件下飞行风险概率的方法。通过建立人-机-环复杂系统模型,对平尾在进近与着陆过程中的结冰情形进行仿真,采用蒙特卡罗法提取平尾结冰极值参数,验证了所提取极值参数符合一维广义极值（GEV）分布,根据飞行风险的定义和相关安全性准则,建立了平尾结冰飞行风险发生的判定条件,计算得出一维极值飞行风险概率;在此基础上选取Copula模型来描述二维极值参数的相关性,对多种Copula模型的未知参数进行辨识,通过拟合优度检验对精度进行验证,得出Joe Copula模型对二维极值分布的描述最为准确,运用Joe Copula模型计算出二维极值飞行风险概率,有效解决了一维极值具有的局限性。所提方法对飞行安全评估等理论有一定参考价值,能为平尾结冰飞行事故的预防提供分析和检验依据。     

基于相平面法的结冰飞机纵向非线性稳定域分析

结冰是威胁飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰后飞机稳定性及稳定域范围对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。由于结冰后大飞机失速迎角提前,仅仅研究小迎角线性阶段的飞行稳定性显然不能满足要求。首先根据飞机迎角和升力曲线非线性关系建立了结冰条件下大迎角阶段飞机纵向非线性系统模型,然后通过相平面法刻画了迎角和俯仰角速度构成的不同飞行状态下飞机的纵向运动的稳定域,并探讨了迎角和俯仰角速度对纵向稳定性的影响规律,最后针对稳定域内外的不同初始状态,进行了零输入响应时域仿真,验证了相平面法确定的稳定域的有效性和准确性。研究结果可为飞机结冰后的稳定边界确定和边界保护提供一定的参考。     

一种无人机旋翼设计方法

为了提高多旋翼无人机的航时,本文提出了一种无人机旋翼设计方法.该方法根据给定的爬升速度、旋翼转速、拉力、旋翼直径、桨叶数、翼型,能够计算出最大力效旋翼的几何特性,包括弦长分布、桨叶角分布.利用该方法设计了某型无人机的旋翼,得到了桨叶角和弦长沿径向的分布.制作了旋翼模型,并且开展了旋翼台架试验.在不同转速下,测量出拉力、...     

过冷大水滴规章对结冰探测系统设计的影响

过冷大水滴规章提高了飞机在结冰条件下飞行的安全等级,将会对结冰探测系统的设计产生一定影响.本文概述了附录O过冷大水滴结冰条件,并对附录O第Ⅰ部分大气结冰条件进行了浅析;分析了FAR25.1420过冷大水滴结冰条件对结冰探测系统设计的影响,并提出符合相关要求的结冰探测方式;指出了对于目前申请在结冰条件下飞行的合格审定的最大起飞重量小于60 000磅或具有可逆飞行控制系统的飞机,按照FAR25.1420 (a)(1)的要求进行审定是一个较为合适的选择.此外,还给出了一种符合FAR25.1420要求的结冰探测系统方案.     

六转子微型飞行器及其低雷诺数下的旋翼气动性能仿真

提出了一种新结构的六转子无人飞行器的概念,该飞行器可以在空间任意方向飞行,甚至可以在地面上滚动前进。分析了其可能的三种构型并给出了各自的运动方程,给出了三轴解耦时该飞行器的配置方式及转子空间位置。由于该飞行器具有小尺寸外形、低重量和飞行速度慢的特点,根据转子速度、弦长和飞行模态,计算得该飞行器的雷诺数变化范围为1×104到12.8×104。以选用的Eppler 387翼型作为分析对象,采用正投影混合网格方法对其在低雷诺数下的气动性能进行研究,得到了雷诺数分别为1×104,2×104,3×104和6×104下对应不同迎角的升力系数、阻力系数和升阻比,并对雷诺数为6×104下的升力系数仿真结果同试验结果进行了对比,二者具有较好的一致性。制作了六转子微型飞行器样机,实现了垂直起降及慢速前飞。     

悬停共轴双旋翼干扰流动数值模拟

基于非结构动态嵌套网格方法,通过求解三维非定常Euler方程对悬停共轴双旋翼直升机的复杂流场进行了数值模拟研究.双旋翼之间的干扰使得两者的拉力性能下降,上旋翼对下旋翼的干扰程度远大于下旋翼对上旋翼的影响程度.下旋翼处的下洗速度比单旋翼的要大得多,而上旋翼的下洗速度比单旋翼的略大一些,几乎相同.桨叶总星巨角增加,则下洗速...