旋翼干扰流场数值模拟中的新型Blend低速预处理方法

针对定常低速预处理在双时间步长内收敛性差、旋翼干扰流场数值模拟中非定常低速预处理自动退化为无预处理的问题,在非定常低速预处理方法的基础上,采用量级分析方法研究了对流项和黏性项量级,通过组合定常和非定常预处理特征值矩阵,建立了一种新型Blend低速预处理方法。通过圆柱非定常扰流、前飞直升机旋翼/机身干扰非定常流场和直升机/舰船干扰非定常流场的数值模拟,对各低速预处理方法的收敛性和预测精度进行了细致研究。结果表明,本文方法解决了在旋翼干扰流场数值模拟时非定常低速预处理自动退化为无预处理的问题,相比定常低速预处理大幅提高了收敛效率。     

变距变转速多轴旋翼飞行器性能分析与试验

分析了制约现有多旋翼无人机性能方面的影响因素,提出通过旋翼变距变转速来改善其飞行性能的方法;综合动态失速、桨叶非定常挥舞与旋翼动态入流模型,建立了旋翼变距与变转速的气动模型,为准确的性能分析奠定基础;研制了变距变转速多旋翼试验样机并进行了飞行试验。试飞试验结果与理论计算结果表明:飞行器随着起飞质量的增加,需用功率明显增加;飞行器在不同起飞质量,不同旋翼转速下的需用功率值理论结果与试飞试验结果对比表明,小起飞质量下的功率计算值与实验值相符程度达到97%,而在大负载下理论计算值与实验值相符程度也在95%左右,证明了理论分析方法能较好的预估飞行器的气动特性和性能指标。进一步的理论计算表明,旋翼变距和变转速技术能够有效提高多旋翼飞行器起飞质量,续航时间等关键性能指标。      

并列双方柱的疏水涂层防冰效果结冰风洞实验评估

采用结冰风洞实验研究的方法,利用0.3m×0.2m结冰风洞主实验段,在不同结冰气象条件下对涂覆在并列双方柱实验模型表面的不同纳米疏水涂层结冰特性进行了实验研究,对左右并排的方柱实验模型表面的结冰外形进行了测量和比较,建立了基于9个结冰外形几何特征量的防冰效果量化评估方法,对有、无纳米疏水涂层表面的结冰外形几何特征量无量纲化偏差进行了计算和分析。研究表明:基于结冰外形几何特征量的防冰效果量化评估方法可以较好地评估纳米疏水涂层的防冰效果。与未涂覆防冰涂层的铝合金材料相比,硅橡胶及其添加颗粒的纳米涂层均具有一定的防冰性能,与硅橡胶涂层相比,有的添加颗粒的纳米涂层防冰效果略好一点,而有的略差一点,没有明显提高。在硅橡胶基底材料中添加纳米疏水颗粒,可以在涂层表面构筑一些微纳结构,从而起到防冰作用。因此,在硅橡胶涂层中添加纳米疏水颗粒是一种值得探索的防冰涂层制备研究方向,但如果仅采用物理混合搅拌的方法,纳米颗粒难以在硅橡胶涂层表面形成稳定疏水性能的微纳乳突结构。纳米疏水涂层只能降低结冰速率,无法完全杜绝材料表面的结冰现象。      

基于可达集方法的结冰飞机着陆阶段安全风险评估

飞机在着陆过程中极易发生结冰的现象,结冰对飞行安全造成的危害极为严重。结冰导致飞机发生危险的原因是由于机翼或尾翼被冰层覆盖后空气动力学行为发生改变,飞机受力异常难以控制。为分析结冰后飞机的稳定性以保证飞行安全,以飞机纵向动力学系统为分析对象,将飞机结冰后状态的描述以可达集的形式进行,直观地判断飞机状态是否可控,以此确定飞机是否处于安全状态。以求解所得的可达集为基础,利用极值定理分析结冰飞机的风险概率模型,由模型计算不同情况下飞机的风险概率,最终得到飞机着陆阶段的安全风险评估结果,并由评估结果指导驾驶员操纵,从而保证飞机的安全飞行。     

变转速旋翼直升机单发失效低速回避区分析

利用最优控制方法研究变转速旋翼直升机在遭遇单发失效时,旋翼转速对自转着陆低速回避区的影响。首先,以UH-60A直升机为样机,建立三维刚体飞行动力学模型,并分析低速范围内旋翼转速对直升机需用功率的影响。然后,在模型中加入单发失效后自转着陆阶段发动机输出功率以及旋翼转速变化方程,并利用直接多重打靶法将直升机单发失效后的自转着陆过程转换为非线性最优控制问题进行数值求解。最后,基于最小化回避区面积的思想,得到并分析直升机在不同旋翼转速下单发失效后的自转着陆低速回避区,以及回避区高悬停点、拐点和低悬停点对应的最优着陆轨迹和操纵过程。结果表明：随着旋翼转速的降低,直升机单发失效后的低速回避区首先会逐渐缩小,然后迅速增大。最小回避区对应的旋翼转速略高于最小需用功率对应的旋翼转速。适当降低旋翼转速不仅能有效降低直升机的需用功率,还有利于提高直升机单发失效后的自转着陆性能。     

重型直升机飞行动力学刚弹耦合建模及空中共振稳定性分析

针对重型直升机（HLH）大重量、低转速的固有特性,提出了一种适用于重型直升机的飞行动力学刚弹耦合建模方法。该方法结合传统直升机飞行动力学与旋翼机体耦合动力学,将传统飞行力学的分析频段拓展到了5 Hz,额外考虑了桨叶和机体的弹性变形,基于阻抗匹配法推导出了显式的旋翼/机体耦合动力学方程,模拟了真实飞行状态下的直升机气弹耦合特性,利用该模型计算并分析了算例重型直升机的悬停飞行特性和空中共振稳定性。结果表明：旋翼机体耦合导致摆振前进型和机体弹性模态的阻尼-转速曲线先相互靠近至同一点再分离,可能引起直升机的高频瞬态振动;在摆振等效阻尼不足时,旋翼摆振后退型是不稳定的,但随着等效阻尼增加,摆振二阶周期型模态和机体弹性模态会出现耦合;桨叶弹性变形与机体弯曲模态及挥舞集合型耦合,但不会引起明显的不稳定现象。     

直升机旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响

悬停和侧滑状态的直升机主旋翼桨尖涡将穿透尾桨桨尖平面,由此导致尾桨非定常气动载荷发生明显变化。为更准确地模拟由主旋翼/尾桨干扰产生的尾桨非定常气动载荷变化,通过在面元压力项中增加由旋翼桨尖涡诱导的时变项,体现旋翼桨尖涡速度和几何时变对桨叶非定常压力的影响,同时采用涡面镜像法修正涡粒子法的黏性项,确保桨叶附近区域旋翼涡量守恒,建立旋翼尾迹对尾桨叶的非定常气动干扰模型,并耦合面元/黏性涡粒子法,构建直升机主旋翼/尾桨干扰下的尾桨非定常气动载荷分析方法。通过计算AH-1G旋翼桨叶非定常气动载荷特性,并与实验测量值、计算流体力学(CFD)计算结果对比,验证本文非定常气动干扰模型的有效性。随后基于NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)模型分析悬停、侧风和60°右侧滑状态主旋翼对尾桨非定常气动载荷的影响,分析表明主旋翼尾迹对尾桨非定常气动载荷影响显著。悬停状态的主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力平均值下降、非定常气动载荷显著增加;左侧风状态,主旋翼/尾桨干扰削弱尾桨"涡环"程度,显著增加尾桨拉力和非定常气动载荷;60°右侧滑状态,主旋翼/尾桨干扰导致尾桨拉力损失最大,且在低速侧滑状态出现尾桨拉力"迅速恢复"现象,尾桨非定常气动载荷幅值迅速增加。     

基于预设性能的四旋翼无人机编队安全控制

针对四旋翼无人机编队系统存在模型不确定性、未知外部干扰与内部碰撞等问题,提出一种基于预设性能的安全控制方法。首先使用预设性能函数结合误差转换方法,将防止内部碰撞的不等式约束问题转换为无约束问题。同时针对模型中的不确定项,使用神经网络进行逼近;针对神经网络逼近误差与未知外部干扰组成的复合干扰,使用非线性干扰观测器进行估计,并分别设计位置与姿态子系统控制器,避免了编队内四旋翼无人机的碰撞。然后借助Lyapunov方法证明了闭环系统所有信号的收敛性。最后通过数值仿真验证了所提控制方法的有效性。     

旋翼前后行侧桨-涡干扰噪声辐射特性

基于Beddoes修正尾迹模型,推导了一个新的旋翼桨-涡干扰(Blade-vortex interaction,BVI)噪声源方向性预测和BVI噪声辐射特性分析的模型,为更好地研究桨-涡干扰噪声的参数影响,提供了一套计算方法.该方法由移动的桨尖涡和旋转的桨叶相遇来确定桨-涡干扰的位置,由相交点的桨叶和涡线相对位置得出BVI夹角、轨迹马赫数等重要参数的计算公式.应用所建立的方法,首先针对有相关结果可供对比的BVI源发生位置进行了算例计算,以验证方法的有效性.然后,着重对直升机前飞状态的旋翼BVI噪声的发生进行了预测,深入分析了在旋翼前行侧和后行侧BVI噪声源的方向性和BVI噪声的辐射规律,并研究了前进比等参数对BVI噪声传播方向性的影响.在此基础上,得出了一些新的结论.     

倾转旋翼机最新进展

虽然V-22“鱼鹰”倾转旋翼飞机在近期的一次作战中再次发生坠毁事故,造成4人死亡,但是,人们没有因此停止对这项创新技术机型的探索脚步,目前V-22已经进入全速生产状态。民用倾转旋翼飞机BA609也正在为适航取证而努力。