地面效应中前飞旋翼的自由尾迹计算

发展了一种自由尾迹模型,用于对地面效应状态下的旋翼前飞流场进行数值模拟,并求解该状态下的旋翼气动特性.为了扩大模型的适用范围,使用了面元法模拟地面对流场的影响.为提高尾迹迭代的收敛性和精度,在计算模型中引入了地下尾迹等比例修正、环式地面面元分布等改进措施.结果显示:前进比增加,地面附近的旋翼流场由环流模式转变为地面涡模式.在前飞速度很小时出现的环流,对旋翼前缘的轴向下洗速度影响十分强烈,导致此时出现随前进比增加,旋翼拉力减小、需用功率几乎不变的特殊现象.将得到的旋翼气动特性参数随前进比变化情况同实验值进行了对比,证实了新构建模型的准确性.      

基于小扰动理论的桨叶叶素气动载荷计算方法

针对直升机飞行仿真应用,采用小扰动理论建立了桨叶叶素气动载荷计算方法。该计算方法集成了弹性桨叶挥舞-摆振-扭转模态,耦合了旋翼动态入流、非定常动态失速气动模型和旋翼配平模型。整个算法采用标准的状态空间格式。为验证算法,以UH-60A直升机为例,在低速和高速2种定常飞行情况下,研究了偏航流效应对旋翼气功性能的影响,结果表明高速飞行时偏航流效应对旋翼气功性能影响较大。模拟了桨盘平面诱导速度分布以及桨叶叶素气动载荷,将仿真结果与飞行试验结果进行对比验证,本文建立的方法可以准确地求解定常飞行时桨叶的非定常气动载荷,捕捉其沿方位角的变化特征,对于大速度前飞仍能适用。      

基于二级声辐射模型的地面声场高效预测方法

建立了可用于直升机运动状态下噪声传播特性分析的高效地面声场预测方法。该方法包括计算旋翼气动、噪声的自由尾迹方法和时域FW-H方程;计入大气、地面等环境因素的声传播模型及地面声场计算模型;为提高计算效率,在声源计算与噪声传播之间引入基于“紧致球声源”的二级声辐射模型;在此基础上,还提出了通过建立“特征参数声辐射球库”以实现直升机运动状态下噪声实时预测的方法。以AH-1旋翼为算例,通过与地面声场直接计算法对比,说明了方法的有效性及高效性;此外,文中还分析了大气、地面等环境因素对噪声传播以及地面声场特性的影响。      

基于自由尾迹方法的自转旋翼气动特性研究

为研究自转旋翼的气动特性,建立了自转旋翼的自由尾迹方法计算模型,并耦合桨叶挥舞运动模型和自转旋翼配平模型,建立了一种分析自转旋翼气动特性的方法。以某试验自转旋翼为算例对该方法进行了验证并运用该方法研究了自转旋翼的尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布特性。研究结果表明:建立的自由尾迹方法计算模型可以满足自转旋翼气动特性分析的需求,相比传统的近似入流模型,该自由尾迹方法模型精度更高;前飞时自转旋翼尾迹随时间推移自桨盘处向桨盘后上方运动,水平面内自转旋翼尾迹畸变略小于驱转旋翼;自转旋翼桨盘诱导入流呈非均匀分布,从桨盘前缘到后缘,下洗入流大致呈不断增加趋势,在相同拉力水平下,自转旋翼90°方位角附近及桨盘后缘的诱导入流小于驱转旋翼。     

围绕旋翼飞行器的三维结构化运动嵌套网格生成方法

考虑到旋翼飞行器的旋翼各种运动和机身复杂外形特点,建立了一种鲁棒性高的三维结构化嵌套网格生成方法。采用三维Poisson方程对初始网格进行迭代,获得了高质量的旋翼桨叶三维结构化网格。以此方法为基础,以复杂外形几何体表面网格为初始网格,建立了一种抛物型法向外推方法。推进过程中,使用经抛物化处理的新Poisson方程进行光顺迭代,源项由Hilgenstock法确定,有效克服了椭圆型方程生成网格时边界点较难调整的困难。通过网格最小正交度的检测,表明了该抛物型方法的先进性。进一步将高效的挖洞法("Top map"法)和贡献单元搜寻法("Inverse map"法)引入上述三维结构化网格生成中,建立了围绕旋翼飞行器的运动嵌套网格生成方法,采用RANS方程分别对Caradonna-Tung旋翼和V-22倾转旋翼机流场进行计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)计算,表明该网格生成方法能够满足CFD计算的需求。     

共轴双旋翼悬停地面效应气动特性分析

基于时间步进算法建立了适用于共轴双旋翼气动特性分析的旋翼自由尾迹模型,并采用面元法对水平和倾斜地面效应影响下共轴双旋翼系统气动特性进行了研究。在建模的过程中,采用Weissinger-L一阶升力面模型模拟了桨叶的三维效应,并充分考虑了旋翼/旋翼和旋翼/地面之间的气动干扰。通过与尾迹几何和诱导速度试验数据的对比,验证了计算模型的可行性。在此基础上,对共轴双旋翼在地面效应影响下的旋翼尾迹几何形状、流场诱导速度矢量分布和上下两旋翼桨叶的拉力系数分布进行了计算及分析。结果表明,悬停状态下,共轴双旋翼上下旋翼间存在强烈的气动干扰,且地面的影响使旋翼尾迹涡线径向扩展且向上卷起,对共轴双旋翼下旋翼拉力产生明显的影响。     

可变形旋翼技术

<正>伊拉克战争和阿富汗战争的经验表明,旋翼机技术亟待大幅改善。随着美国军方对速度、载荷和机动性要求的不断提高,旋翼机的使用可用性、任务可靠性和后勤保障性都成为     

变距四旋翼飞行器气动力及噪声特性计算研究

基于计算流体力学(CFD)建立了适用于多旋翼飞行器的流场计算模型,采用嵌套网格方法模拟旋翼运动、双时间方法进行时间推进,分析变距四旋翼飞行器的气动力特性.在此基础上,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程计算了变距四旋翼飞行器的噪声特性(包括考虑和不考虑旋翼间气动干扰两种情况).计算结果表...     

旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算研究

针对旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算问题,将CFD方法与Farassat 1A(F1A)公式相结合,提出了一种适用于旋翼干扰下的尾桨气动噪声数值计算方法。首先,应用所提出的方法进行了噪声的算例验证,并与参考文献结果进行了对比;然后,着重针对悬停和前飞状态旋翼干扰下的尾桨噪声及气动特性进行了计算分析,并与孤立尾桨状态进行了对比。计算分析结果表明:悬停状态下,旋翼干扰下的尾桨气动噪声水平显著大于孤立尾桨;而在前飞状态,由于旋翼尾迹对尾桨桨盘平面产生更强的气动干扰,这一现象会更加明显;同时,在旋翼干扰作用下,尾桨噪声的主传播方向也会发生明显变化。     

后缘小翼对旋翼气动特性的控制机理及参数分析

针对后缘小翼（TEF）的典型运动参数对旋翼气动特性的控制进行了分析研究。为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于前飞状态带后缘小翼旋翼的运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程、k-ω剪切应力输运（SST）湍流模型和Roe-MUSCL插值格式,采用含LU-SGS隐式推进的双时间方法及并行技术,建立了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼前飞非定常流动特性模拟的高效CFD方法。以带后缘小翼的SMART旋翼为算例,对比了桨叶剖面等效法向力的计算结果,验证了CFD方法的有效性。着重开展了前飞状态旋翼后缘小翼的控制分析,在操纵量不变的情况下,分别研究了后缘小翼偏转幅值、偏转频率、安装位置及宽度等参数对旋翼气动力的影响特性,获得了典型参数对旋翼气动特性的控制规律。进一步研究了配平状态下后缘小翼对旋翼气动特性的参数影响。结果表明：后缘小翼可以充分发挥旋翼在前行侧的升力潜能,同时降低后行侧动态失速过程中旋翼的阻力和扭矩;在相同的旋翼拉力情况下,通过安装后缘小翼可以将旋翼阻力系数和扭矩系数分别降低17%和29%,升阻比提高14%。