共轴刚性双旋翼/机身干扰流场数值模拟

采用滑移网格技术求解Navier-Stokes (RANS)方程的方法,研究了共轴刚性双旋翼/机身的干扰问题。通过Caradonna-Tung旋翼、Robin直升机、Maryland直升机旋翼/机身干扰和Harrington 2共轴双旋翼等算例,验证了所提出的旋翼流场数值模拟方法的正确性。在此基础上,以Maryland机身为原型,分析了不同桨距的共轴刚性双旋翼与机身之间的干扰特性。结果表明:所提出的数值模拟方法能够很好地模拟共轴刚性双旋翼/机身的气动干扰特性;由于机身对于共轴刚性双旋翼下洗流场的阻滞作用,旋翼的悬停效率增加5%左右,并且随着拉力系数的增大使得悬停效率的增量更加明显;旋翼的悬停效率增加主要来源于下旋翼0°方位角附近的桨叶升力系数的增大,并且拉力系数的增量由桨根向桨尖方向逐渐减小。      

基于实测载荷的直升机变距拉杆损伤计算方法研究

变距拉杆作为直升机操纵链系和传力路径上极其重要的关键组件,在飞行过程中受载严重,疲劳问题突出,从试飞安全的角度考虑,有必要对其飞行过程中的结构损伤情况进行监控。本文结合飞行实测得到的变距拉杆载荷,基于结构有限元计算结果,采用名义应力法对直升机不同飞行状态下的变距拉杆疲劳寿命和损伤情况进行计算,得到了较为准确的变距拉杆疲劳损伤计算结果,建立了一种直升机变距拉杆疲劳损伤计算方法,为试飞过程中该部件结构损伤监控提供了方案,同时对于直升机飞行过程中其他动部件的结构完整性监测也有借鉴意义。     

直升机尾部流动控制及减阻计算研究

本文基于计算流体力学(CFD)方法研究了直升机尾部流动分离的特征及机理,采用了加装导流片的方式对尾部流动进行控制,并计算分析了导流片的位置、安装角和尺寸对机身减阻效果的影响。计算结果表明,导流片能对机身尾部分离涡进行有效抑制,从而减小机身阻力;导流片安装在尾舱门与尾梁交接处两侧减阻效果较好,导流片尺寸对减阻效果影响显著,巡航状态选定的导流片方案相比无导流片机身可减阻15.8%,且可使机身横向静稳定性略有提升。     

共轴式直升机桨毂阻力特性与减阻试验

共轴式直升机桨毂阻力占全机废阻的50%以上,因此有必要对桨毂阻力特性和减阻设计进行研究。 通过对某共轴式直升机桨毂模型、减阻方案及减阻方案加装涡流发生器进行风洞试验,研究轴式直升机桨毂的 阻力特性,验证减阻方案及减阻方案加装涡流发生器的减阻效果。结果表明:桨毂支臂方位角、转速和攻角变 化对桨毂及其减阻方案的阻力影响很小;上下桨毂整流罩与中间轴整流罩之间的缝隙对阻力影响比较大;减阻 方案可以降低约33%的桨毂阻力,而加装涡流发生器的减阻效果并不明显。     

新概念、新产品、新技术荟萃

X3直升机寻找市场 欧直公司的X3复合旋翼高速直升机在航展进行了首次公开的飞行表演,该机在中程双发AS365“海豚”直升机的基础上发展而来,2台涡轴发动机分别驱动安装在机身两侧的5桨叶螺旋桨,     

四参数疲劳定寿方法

对直升机传动系统采用的一种疲劳定寿方法——四参数法进行了研究:首先介绍了四参数应力-循环(S-N)曲线,然后详细介绍了通过材料平均 S-N 曲线获取构件安全 S-N 曲线的步骤以及直升机传动系统四参数疲劳定寿的程序和方法,研究了定寿流程中的各个技术细节.同时介绍了传动系统机匣疲劳试验中的多路协调加载技术以及某传动系统尾减机匣(TGB)的全尺寸疲劳试验情况.最后采用四参数疲劳定寿方法,根据某传动系统尾减机匣全尺寸疲劳试验结果和飞行实测载荷谱,对尾减机匣进行了安全寿命评估.该实例分析表明:四参数疲劳定寿方法为一种有效、可靠的寿命评估方法,具有推广价值.      

基于PIV技术的纵列式双旋翼尾迹特性实验研究

将现有单旋翼实验台进行改装,以适合于纵列式双旋翼的实验研究。基于PIV技术,针对悬停和前飞状态下的纵列式双旋翼时的桨尖涡特性进行了测量。通过改变前后旋翼的水平和轴向间距,调整两旋翼之间的重叠区域,研究了不同气动布局纵列式双旋翼干扰状态下的尾迹结构,并与单旋翼进行了对比。结果表明:悬停状态,随两旋翼纵向间距的增加,桨尖涡的轴向位移也逐渐增大,但桨尖涡径向位移并不是随纵向间距的改变而规律变化,在纵向间距为1.8R附近时最小;而双旋翼轴向间距的变化对桨尖涡的径向和轴向位移均有影响,但变化都不是很大。     

基于直升机/涡轴发动机综合仿真平台的发动机非线性模型预测控制

 基于具有可靠置信度的直升机/涡轴发动机综合仿真平台,研究了涡轴发动机带约束优化的非线性模型预测控制(NMPC)技术。首先通过设计多输出迭代约简最小二乘支持向量回归机(RRLSSVR),训练具有较好实时性、精度及泛化能力的内嵌式预测模型,在高度0~5 km、前飞速度0~75 m/s范围内模型精度达5‰。其次,考虑了扭矩、燃油流量、动力涡轮转速、燃气涡轮转速等综合信息及相关约束对控制效果的影响,利用在线序列二次规划(SQP)算法实现滚动优化控制,而后加入目标转速偏差的积分项以消除静差,保证输出恒定。最后,通过对直升机进行机动飞行大扰动仿真验证了该预测控制器对扰动的抑制能力,相比传统串级PID控制,能够显著降低动力涡轮转速下垂/超调量,达到更好的控制品质。     

复杂旋翼流场的耦合欧拉-拉格朗日数值方法

针对影响旋翼流场求解精度的关键因素“桨叶复杂近体流动”和“尾迹涡畸变”,结合计算流体力学(CFD)方法和黏性涡方法,发展了一套适合于复杂旋翼涡流场分析的耦合欧拉-拉格朗日数值方法:为捕捉桨尖三维效应、激波等细节流场特征,在桨叶近体区域采用CFD方法对其进行求解;针对高雷诺数旋翼流场中桨尖涡的紧凑结构特点,引入黏性涡方法建立了高分辨率的尾迹求解模型;两计算域间的信息交换采用了集中涡源法和边界修正法.应用所建立的计算方法,以旋翼CFD标准验证试验(Caradonna-Tung旋翼)为算例,对尾迹影响明显的悬停状态进行了数值模拟,通过对比耦合边界处流场特征及桨叶表面压力系数分布,验证了方法的有效性.此外,还从旋翼尾迹捕捉精度、涡量耗散特征及计算时间等方面对不同计算方法进行了对比分析,结果表明耦合方法可充分发挥CFD和黏性涡方法各自的优点,在旋翼流场数值模拟方面具有独特的优势.     

直升机涡环状态建模仿真研究

涡环对直升机的飞行安全具有很大的危害,直升机在陡下滑机动过程中可能会进入涡环状态.通过对滑流理论的修正,得到了适用于涡环状态的直升机旋翼诱导速度计算模型.以此为基础,进行了直升机涡环状态的实时仿真研究,给出了直升机进入涡环后典型的响应特征.仿真结果与试验/试飞结果具有良好的一致性,说明所建模型准确、可靠.