直升机双层平尾构型气动特性分析

为分析双层平尾气动特性,采用CFD方法建立了直升机平尾计算模型,获得了低速前飞和机身大迎角状态不同构型平尾的气动特性,分析了单层和双层平尾构型的气动特性和流场特点,研究了双层平尾对低速前飞状态和大迎角状态的纵向静稳定性改善作用机理。结果表明:双层平尾构型通过抑制旋翼/平尾干扰改善低速前飞状态下的直升机俯仰力矩突增问题,前进比为0.05时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾减小56.8%;双层平尾的失速迎角和最大俯仰力矩增大,从而增强直升机大迎角状态的纵向静稳定性,迎角20°时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾增大60.1%。

直升机ACF智能旋翼压电叠堆输出特性仿真分析

压电叠堆是ACF智能旋翼中后缘襟翼的致动元件,其输出性能的好坏直接影响后缘襟翼的偏转效率。基于COMSOL Multiphysics有限元平台,对全电极和叉指电极两种构型的压电叠堆进行了参数化建模,对叠堆自由位移和阻塞力两种典型输出特性进行了仿真分析,并利用理论进行了校验。结果表明,基于参数化建模的压电叠堆有限元模型具有良好的准确性,其计算结果与理论模型计算结果基本保持一致;两种构型压电叠堆的输出特性随激励电压的变化都是趋于线性的;相同激励电压下,同横截面积的叉指电极型压电叠堆的自由位移小于全电极型,减小比例与各陶瓷层活性区面积的缩减比例一致,而两种构型叠堆的阻塞力大小相当,叉指电极的尺寸缩进不会使得阻塞力明显降低。

ABC共轴直升机旋翼/机身耦合振动响应分析

前行桨叶概念(Advanced Blade Concept,ABC)共轴直升机具有较大的振动问题,为研究振动机理,建立了ABC共轴旋翼/机身耦合气动弹性模型,其中桨叶采用有限元梁模型,机身采用精细有限元模型。为提高耦合模型的气动弹性响应分析精度,结合传统CFD/CSD耦合分析方法与自由尾迹,提出了CFD/CSD/自由尾迹耦合计算方法,解决了传统方法的尾迹耗散问题,并保证了计算效率。基于此方法建立了ABC共轴直升机旋翼/机身耦合气弹响应分析方法。以样例ABC共轴直升机为研究对象,总结了重点位置振动响应随前进比和旋翼交叉角的变化规律,并得出了一些有意义的结论。

小型动力直驱单旋翼风洞试验技术

倾转旋翼机是一种集固定翼飞机和直升机优点于一身的新型飞行器。通过倾转轴带动机翼和螺旋桨的倾转,倾转旋翼机可以实现垂直起降和水平飞行两种模式的切换,因此与传统飞机相比,倾转旋翼机具有机动性强、载重量大、可垂直起降等优点。近年来对倾转旋翼机的研究已经成为航空领域的新热点。

双推力复合式高速直升机悬停状态全机气动干扰特性计算研究

对双推力复合式高速直升机开展了悬停状态全机气动干扰特性计算研究。采用基于动量源的CFD方法完成悬停状态全机配平和旋翼、螺旋桨、机身部件的全机组合与两两组合以及孤立状态的流场数值模拟;对计算结果进行性能对比和流场分析,得到各部件之间的干扰机理。结果表明:悬停状态下机身和机翼对旋翼下洗的阻塞作用使旋翼拉力增大,在两侧螺旋桨作用下旋翼拉力进一步增大4.2%,悬停效率提高4%;机身受到旋翼下洗产生的向下载荷,又由于右侧螺旋桨滑流作用,机身所受向下载荷进一步增大;两侧螺旋桨受旋翼下洗流作用,拉力明显增大,但由于机翼的干扰作用,全机下左侧螺旋桨拉力减少0.8%,右侧螺旋桨拉力提高45.6%。

基于多项式响应面MDOE的低速风洞试验方法研究

现有的基于各类统计模型的现代试验设计(MDOE)方法存在计算量大、建模较复杂导致整体风洞试验效率下降的不足。针对这一问题,本文提出一种将多项式响应面模型与现代试验设计相结合的优化设计方法。采用中心复合设计在自变量区间中划分试验点并进行风洞试验获取气动力,利用最小二乘法确定多项式待定系数,构建响应面模型,并进行方差分析及显著性检验,最后选取了5个传统单变量(OFAT)方法试验点检验响应面模型的拟合精度。结果表明,与传统单变量风洞试验方法相比,本文提出的基于多项式响应面MDOE的低速风洞试验方法具有建模容易、计算量较小、预测校准的优点,可使试验样本点减少50%左右,能够有效提升风洞试验效率。

智能旋翼H_(∞)与CTHHC减振控制算法对比研究

主动控制是直升机旋翼振动控制技术未来发展的主要方向之一。文章针对国内外常用的桨叶后缘襟翼主动控制技术CTHHC和H_(∞)两种控制算法,对比验证各自的优缺点;以旋翼系统的幅频响应特性数据为基础,识别出旋翼系统的参数化模型,并确定针对该控制对象模型的两种不同算法的适合的控制参数。对模型计算得到的桨毂载荷数据进行仿真验证,通过对比分析论证了各算法的优点和缺点。最后结合仿真验证的结果为未来旋翼动力学主动控制试验算法的选择与控制参数调整提供支撑。

旋翼翼型流动分离特性分析及高升力设计

旋翼翼型的失速特性影响了直升机旋翼在前飞和机动工况下的气动性能。采用CFD数值模拟方法,对OA212、OA206两种不同厚度旋翼翼型的大攻角分离流场进行分析,分别展现了后缘分离和前缘分离两种分离形态,并从压力分布的角度解释了引发不同分离形式的流动机理。然后从流动机理出发,开展了两个旋翼翼型的关于提升最大升力的参数影响研究。结果表明,增加OA212翼型的前缘曲率并减小后部反弯度,可有效抑制后缘分离涡,进而提升最大升力;而对于薄翼型OA206,无法通过微调前缘有效改善前缘分离特性。

多桨倾转旋翼飞行器地面/地面耦合非定常流场特征研究

采用分离涡(DES)方法对地面效应下的多桨倾转旋翼飞行器的非定常气动特性展开了研究。采用运动嵌套网格方法和动量源模型相结合的方式对旋翼/机身/地面耦合流场进行了不同精细程度的模拟,并重点从速度场、涡量场以及非定常气动载荷特征角度分析了地效下多桨倾转旋翼飞行器气动载荷非定常波动的形成机理。结果表明:相同机翼上的两副旋翼存在非定常干扰,使旋翼拉力出现非定常波动,波幅达到12.9%;前、后旋翼桨尖涡向下运动与地面碰撞后,部分气流向上卷起,在前后机翼之间融合形成尺度更大的涡结构,该涡结构向上运动并被前、后旋翼重新吸入;此外,该涡结构在前后机翼之间前后移动,被前后旋翼吸入的时刻不一致,从而导致全机在俯仰方向力出现非定常载荷波动,波幅为37.7%。

不同前倾角度倾转旋翼噪声数值计算分析

基于自由尾迹结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的方法建立了倾转旋翼气动噪声计算模型,并采用倾转旋翼模型噪声试验数据验证了计算分析方法的有效性。选取典型过渡路径,进行考虑配平的倾转双旋翼气动噪声特性计算,获得了旋翼桨叶剖面非定常气动载荷以及不同测点气动噪声等计算结果,分析了倾转旋翼在不同前倾角下噪声指向性和噪声声压级的变化。结果表明:由于双旋翼噪声在传播中的叠加和抵消,倾转双旋翼和孤立单旋翼的噪声指向特性存在较大的不同;倾转旋翼噪声随前倾角增加总体上呈现先增加后减小的变化趋势,在前倾角30°附近噪声最强;不同前倾角下噪声声压级和指向性的变化与旋翼桨尖马赫数、气动载荷和桨盘角度等多种因素相关。

大速度条件下的旋翼气弹动载荷特性分析

针对常规直升机大速度状态下的旋翼气弹耦合突出、振动载荷预估难的问题,建立旋翼气弹动载荷分析模型并针对大速度前飞状态下的旋翼载荷特性开展分析。针对桨叶典型的细长柔性梁特征,基于柔性多体动力学框架建立旋翼结构动力学模型,并针对大速度状态下的桨叶负升力和气动干扰特点,采用双峰自由尾迹方法建立旋翼气动模型。在模型验证基础上以B0105旋翼为研究对象,开展大速度状态下旋翼气动、结构载荷计算,结果表明:在大速度状态下B0105旋翼桨尖前行侧出现较大负升力,产生偏置气动力矩效应,气动力矩呈现脉冲式振荡特点;桨根垂向剪力和挥舞弯矩的谐波量呈倍数级地急剧增加,其中桨根挥舞弯矩的四阶谐波幅值增长幅度最大;桨毂垂向力、滚转力矩和俯仰力矩的四阶谐波均大大增加,其中桨毂垂向力增长幅度最大;大速度状态下的桨尖负升力和强力矩造成桨叶高频弹性扭转变形,进一步恶化拉杆载荷。

倾转旋翼机舵面故障后动态倾转过渡优化

倾转旋翼机操纵面故障后的安全高效应急操纵是避免飞行事故的重要环节。本文计算分析了倾转旋翼机遭遇不同作动器故障后倾转过渡的飞行轨迹和操纵优化。首先将倾转旋翼机不同舵面故障后的安全过渡倾转问题转换为最优控制问题,然后采用混合多重打靶法将最优控制问题离散为非线性规划问题,并进行数值求解。以XV-15为研究对象,面向基于最优控制模型的倾转过渡过程进行验证,随后注入舵面损伤、卡滞故障,计算并分析故障后的最优安全倾转过程和操纵策略。结果表明,当升降舵出现舵效损失时,飞行员需要增大纵向杆量输出,可完成动态倾转过渡,但随着损失增大,倾转过渡的操纵复杂度会提升;升降舵出现卡滞后,调节飞行速度,改变了倾转过渡路径,可完成正向倾转过渡。

水平转弯状态旋翼气动噪声特性计算分析

为研究水平转弯状态的旋翼气动噪声特性,基于Camrad II计算得到的旋翼非定常气动载荷,采用Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程计算了旋翼气动噪声特性。在相同转弯半径下计算分析了前进比对旋翼气动力和噪声的影响;同时基于二级声辐射模型开展了地面声场计算。计算结果表明:旋翼拉力和桨涡干扰会对旋翼噪声产生影响,在某些工况下都可能起主导作用;合理地选择转弯状态可以降低旋翼噪声水平。当转弯半径为40 R时,左转弯状态最佳前进比为0.25,右转弯状态最佳前进比为0.2;不同前进比对应的最大地面等效连续声级差异能够达到7 dB。

四旋翼飞行器涡环状态非定常气动载荷变化特征研究

运用分离涡(DES)与嵌套网格相结合的方式,对涡环状态下四旋翼飞行器的非定常气动载荷变化特征进行了研究。重点从四旋翼飞行器干扰耦合流场的涡量场、速度场等角度分析了多旋翼之间的气动干扰对涡环特性的影响及内在机理。结果表明:在悬停状态下及涡环状态前期,旋翼间的气动干扰使得各个旋翼的拉力产生明显的非定常波动,其波动幅值达到12%;进入涡环状态中期,由于旋翼之间区域内的涡结构发生干扰和耗散现象,在该区域内没有出现明显的环流,但在旋翼桨盘其他区域,脱落的涡结构向上卷起并被重新吸入,导致旋翼拉力减幅达到31%,且非定常波动幅度增大至16%;到了后期阶段,或称风车状态,相邻旋翼的桨尖涡相撞后拉伸并破裂,桨根涡也迅速破裂,在桨盘上方形成细碎的涡结构,导致旋翼非定常波动的周期明显增大,且拉力比悬停时增加41%。

共轴刚性旋翼悬停状态气动干扰对噪声特性影响分析

基于计算流体动力学(CFD)方法和噪声求解的FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程计算分析了共轴刚性旋翼在悬停状态下的气动噪声,并开展了气动干扰对噪声特性影响分析。结果表明:在悬停状态下,对于上下各四片桨叶的共轴刚性旋翼,桨叶表面压力随着桨叶旋转呈周期性变化,旋转一周出现8个小周期;声源的周期性变化导致在旋翼桨盘平面内,不同方向上的观测点的声压产生的“叠加效应”不一致,上、下旋翼桨叶交汇处的噪声水平要高于其他方位角;由于载荷的时变性导致在旋转轴方向上仍有明显的辐射噪声,在该方向上的噪声声压级明显要比单旋翼大得多。随着旋翼间距增大,双旋翼之间的干扰减小,桨叶表面的法向力波动减小,声辐射球上最大噪声声压级也明显减小。

基于PID-IADRC的四旋翼轨迹跟踪控制

针对四旋翼飞行器非线性、强耦合的特点,设计了一种PID-IADRC轨迹跟踪控制器。首先建立四旋翼飞行器的非线性数学模型;然后内环姿态环设计一种改进型自抗扰(IADRC)控制器,利用双曲正切函数对传统的自抗扰控制器(ADRC)的各环节进行了简化;外环位置环采用PID控制实现四旋翼轨迹跟踪;最后通过数值仿真验证所设计控制器的有效性。结果表明,PID-IADRC控制器相较于传统的PID控制器,参数整定的难度得到了降低,而且控制精度得到了提升。