前飞状态旋翼尾迹测量试验研究

利用PIV技术,测量前飞状态旋翼尾迹的横向速度分布及桨尖涡在横向剖面里的运动轨迹,得到了前飞状态旋翼两侧的尾迹边界及桨尖涡在运动过程中的耗散特性等,研究了风速及拉力系数对前飞状态旋翼尾迹和桨尖涡运动轨迹的影响.结果表明:前飞状态下,旋翼左右两侧尾迹的涡量值基本相当.旋翼尾迹沿径向急剧收缩,沿垂向逐渐下降,下降高度与流向距离几乎呈线性关系.风速、拉力系数的变化对桨尖涡及其运动轨迹有显著的影响.获得的测量结果为开展旋翼流动机理研究及提高CFD分析精度提供了试验依据.     

武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响

探讨了直升机旋翼下洗流的形成、分布和影响。首先研究了空空导弹发射后最初阶段，穿越该下洗流区域的运动特性和弹道轨迹变化；其次研究了这种变化对空中攻击精度的影响。在此基础上还研究了降低这种影响、提高直升机空中攻击精度的方法。用某型直升机空中攻击的仿真证明，该方法是有效的。上述结论对直升机火控系统设计具有重要的参考价值。     

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。     

直升机旋翼试验塔电力拖动系统特性分析与仿真计算

直升机旋翼试验塔主拖动系统功率大、负载特性特殊,选择以中压变频交流调速系统作为主拖动是一种较为理想的方案。本文针对旋翼负载特性,建立了基于矢量控制的变频调速系统仿真模型,分析计算了不同机型旋翼负载的起动特性及调速性能,论证了三电平中压变频调速方式用于直升机旋翼试验系统的可行性,为旋翼试验塔的研制设计提供了理论依据。     

不同粘弹减摆器连接形式下的旋翼系统气动弹性稳定性分析

建立了粘弹减摆器不同连接形式时的旋翼系统气动弹性稳定性分析模型。旋翼动力学模型考虑了非定常空气动力和桨叶挥舞/摆振运动的耦合。采用基于复模量的非线性VKS改进模型,建立叶间粘弹减摆器和普通连接粘弹减摆器的力矩方程。分别采用特征分析法及时域分析法计算了普通连接形式和叶间连接形式的直升机旋翼系统的动稳定性。通过对工程实例的分析计算,得出了一些有意义的结论。     

基于FW-Hpds方法的直升机旋翼气动噪声指向性分析

本文使用基于可穿透数据面的Ffowcs Williams-Hawkings方程(FW-Hpds)的预测方法分析了跨声速直升机悬停旋翼气动噪声的指向性。通过求解三维非定常欧拉方程计算了近场噪声,通过延迟时积分方法和求解FW-Hpds方程计算远场噪声。预测了跨声速UH-1H悬停旋翼的高速脉冲噪声(HSI),然后计算了不同观测点处的声压级,并通过声压级在不同方向上的分布分析了HSI噪声的方向性。根据本文研究发现HSI噪声在桨盘平面上最大,在转轴方向上最小,和其它研究者的结论一致。     

直升机旋翼悬停流场的粘性数值模拟

在旋转坐标系下求解可压缩NS方程,对Caradona-Tung旋翼的跨声速悬停流场进行了数值模拟,计算中采用嵌套网格方法,并且应用了多重网格技术加速流场收敛。计算结果表明,多重网格技术显著改善了流场的收敛效率,计算量仅为单重网格的四分之一。文中同时还对无粘和粘性流场进行了对比,NS方程考虑了物面的粘性作用,能正确模拟出激波和边界层的干扰现象,计算得到的桨叶表面压力分布与实验值更加吻合。     

双旋翼自由尾迹计算分析中的加速算法

对快速多极展开算法(FMM)在共轴式和纵列式双旋翼自由尾迹互诱导速度计算中的应用进行了研究。介绍了FMM算法的基本原理,建立了FMM算法的数学计算模型,并对其加速特性和准确性进行了分析;将方法引入到基于直涡元的自由尾迹互诱导速度的计算分析中,推导了诱导速度的多极展开表达式。在此基础上,以某旋翼模型为例,通过对自由尾迹中涡元诱导速度的计算,验证了加速算法的加速度特性和准确性。使用方法对共轴式和纵列式双旋翼悬停和前飞状态下的自由尾迹几何形状进行了计算,分析了双旋翼之间的相互干扰。     

后缘襟翼对直升机旋翼翼型动态失速特性的影响

 针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究。建立了带后缘襟翼的桨叶动态失速模型,考虑了襟翼与桨叶之间的缝隙和襟翼在运动过程中相对桨叶的凸起,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了不同襟翼转轴位置和襟翼与桨叶的缝隙情况下的翼型动态失速特性,探讨了后缘襟翼激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明:后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境,并减缓动态失速发生;襟翼激励最优幅值在25°附近,最优激励范围在方位角为240°~360°之间;襟翼转轴后移导致襟翼运动时产生的凸起会使襟翼控制效果减弱;襟翼与桨叶的缝隙会影响翼型动态失速特性,但是缝隙的长度(弦长的2%以内)对襟翼控制效果的影响很小。     

变转速旋翼直升机性能及配平研究

 为研究变转速旋翼直升机性能及配平特性,本文以旋翼动力学综合模型为基础,研究了样例变转速旋翼直升机旋翼需用功率随旋翼转速、前飞速度、起飞质量和飞行高度的变化,以及旋翼总距、纵横向周期变距和桨轴纵横向倾斜角随旋翼转速和前飞速度的变化关系。研究结果表明,降低旋翼转速可明显降低旋翼需用功率,有利于提高直升机航时、航程和升限等性能指标。旋翼转速变化对直升机配平影响明显,配平限制了旋翼工作于过低的转速,另一方面,旋翼转速过低反而有可能增加旋翼的需用功率。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼转速的降低而加大,旋翼桨轴的纵向倾斜角随转速变化不大,横向倾斜角随旋翼转速的降低而减小。