直升机旋翼空气动力学的发展

本文分两大部分 ,即旋翼理论分析的发展 (认识旋翼 )及旋翼桨叶外形的发展 (改造旋翼 )。在第一部分中 ,阐述了旋翼滑流理论、叶素理论、涡流理论 (其中又包括固定尾迹的经典涡流理论、预定尾迹的半经验涡流理论、自由尾迹的现代涡流理论 )和旋翼 CFD方法。在第二部分中 ,讨论了旋翼桨叶的翼型、桨尖形状、扭转角分布等的变化历程。最后 ,作为总结 ,提出了旋翼理论分析和桨叶气动外形的四代发展阶段的划分。

CFD开拓了旋翼空气动力学的研究新领域

旋翼桨叶流场是一个具有强烈的非定常和非线性特征的复杂流场。尽管隶属于旋翼空气动力学范畴的一系列气动力计算方法能够较好地解决线性问题，但却遇到了许多难以解决的粘性和非线性空气动力学难题。

旋翼洗流对发动机喷流影响的计算分析

通过考察旋翼洗流对发动机喷流的影响来研究直升机发动机喷流的流动形式 .首先应用自由尾流分析技术来计算旋翼尾迹和发动机绕排流空间的洗流速度 .然后计算发动机的喷流轨迹 ,喷流截面形状和喷流物理参量 。

共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型研究

在讨论共轴双旋翼气动干扰模型的基础上 ,建立了一种共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型。以某型共轴式直升机为样例机 ,在定直水平飞行条件下进行配平计算 ,并与国外计算结果作了对比分析 ,两者基本一致。给出了共轴式直升机在不同操纵输入下的动态响应数值模拟结果。仿真计算表明 。

共轴式双旋翼流动的 N-S 方程模拟

通过数值求解带有动量源项的三维不可压缩Ｎ－Ｓ方程，模拟了共轴式双旋翼的流动。通过与单旋翼流场的下洗速度分布的比较，探讨了两旋翼间相互干扰的特性，并讨论了双旋翼的旋翼间距、前进比及桨根安装角等参数对流动的影响。

共轴式双旋翼气动特性的固定尾迹分析

对经典的儒氏旋翼涡系模型作了一些修正，建立了悬停状态下共轴式旋翼的固定尾迹模型，对双旋翼之间的气动干扰问题开展了理论研究和实验研究，最后，将理论结果与实验结果进行了比较、分析，证明了理论方法的正确性，并获得了一些重要结论。

共轴双旋翼前飞气动特性固定尾迹分析

采用无限片桨叶的固定尾迹分析法 ,建立了前飞状态下共轴双旋翼的固定尾迹模型 ,对共轴双旋翼的前飞气动特性进行了理论研究 .得到给定几何参数、桨盘间距和飞行状态下求解上下旋翼气动特性的完整算法 .

悬停状态下模型旋翼噪声试验的初步研究

本文介绍了模型旋翼在消声室进行噪声试验的方法和在南京肮空航天大学航空声学实验室的消声室进行的悬停模型旋翼噪声试验，给出了旋翼桨盘平面内和桨盘平面下不同测量点的试验结果，着重分析了旋翼噪声的组成特点及频谱特性。试验数据和分析表明：旋翼噪声不仅随测量点至源点的距离变化，而且随测量点与桨盘平面的夹角不同而不同，低叶尖马赫数。

悬停旋翼的自由尾迹计算

在随桨叶旋转的坐标系中，建立了悬停旋翼自由尾迹计算的迭代方法和模型。文中以两种不同的模型旋翼为算例，对叶尖涡的轴向和径向位置进行了计算，并与已有的试验结果进行了对比，检验了模型的可靠性。运用上述自由尾迹模型，分别研究了不同叶尖马赫数、桨距角和桨叶片数时悬停尾迹形状的变化，表明了旋翼参数对自由尾迹形状的影响。最后，文末给出了一些结论。

旋翼近地飞行时尾迹及地面涡的N─S方程模拟

用有限体积法、三维Ｎ－Ｓ方程对旋翼近地飞行时的尾迹及地面涡进行了数值模拟。由分布在特定区域内的动量源项模拟旋翼对流场的作用，动量源项的强度由旋翼的几何尺寸、叶片剖面的空气动力特性及当地流场的性质迭代定出。进而，研究了旋翼近地飞行时，在不同前进比及不同离地高度情况下。

Euler方程数值模拟绕悬停旋翼桨叶的流动

本研究应用格心格式有限体积龙格库塔时间推进法求解三维欧拉方程，模拟绕旋翼桨叶的流动．旋翼尾流的作用通过自由尾流分析来求解局部的诱导下洗速度以修正翼型攻角．选择ＯＨ型式生成绕桨叶贴体的弦向和展向网格．通过算例计算为进一步寻求有效的Ｅｕｌｅｒ或ＮＳ方程数值解积累了经验．

旋翼涡尾流与下洗流场的计算方法

以重点考察旋翼尖涡的运动为目标来构想一种悬停和前飞旋翼涡尾流的理论计算方法 .首先从预定的广义尾流入手 ,并引入尖涡涡核作用的半经验修正 ,对旋翼的自由尾流进行计算分析 .然后在环量收敛与尾迹收敛的条件下 ,计算拉力以满足拉力收敛准则 .之后 ,作为本方法的工程应用 ,文中给出了计算的旋翼沿火箭发射线的下洗速度分布并作了简单分析 .从理论上说 ,文中所发展的方法可以为进一步研究尖涡的生成模式与涡核结构所应用 。

Jameson/TVD格式应用旋翼翼型绕流分析

以一种常见的旋翼翼型为例 ,探讨了两种旋翼桨叶翼型绕流数值模拟方法 ,即 Jameson有限体积中心格式和有限体积通量修正 Jameson/ TVD混合格式。这两种格式的方法都采用有限体积法进行离散 ,并用龙格—库塔时间推进法求解。通过算例分析 ,比较了这两种方法的特点 ,为进一步有效地依靠求解湍流 Navier-Stokes方程来模拟完整的旋翼流场。

BO－105旋翼模型第二期8米×6米风洞对比试验

１９９２年７月，在保持桨尖马赫数不变（ＭＴ＝０．６４）的条件下，利用ＢＯ－１０５旋翼动力相似模型（１：２．４５），在气动中心低速所８米×６米风洞进行了第二期悬停和前飞对比试验。本期试验结果与１９９０年的第一期试验结果以及国外的有关结果有较好的一致性。悬停时，旋翼功率～拉力特性、旋翼口质因素、桨叶稳态挥舞力矩、桨毂力矩特性等皆与１９９０年试验结果和国外试验结果吻合较好。等拉力系数配平前飞时，旋翼各操纵角～前进比曲线和前飞需用功率～前进比曲线与德国宇航院（ＤＬＲ）的试验结果比较一致。但桨叶信号与１９９０年的结果尚有一定差别。

直升机旋翼的建模与仿真分析

旋翼叶轮式空气动力学的工程应用非常广泛。本文以直升机旋翼为研究对象,参照直升机旋翼设计基本理论,研究设计某小型直升机的旋翼半径、桨叶数目、桨叶宽度和桨叶各个剖面安装角度等。基于CFD原理利用相关软件对小型直升机在不同飞行状态下的旋翼流场进行数值仿真模拟计算,得到其气动性能状态。

直升机旋翼桨叶自由尾迹的计算

采用自由涡系理论 ,用时间历程法逐步迭代计算直升机桨叶的环量和涡迹坐标。每一方位反复迭代直至尾迹稳定 ,从而得到其诱导下洗。最后以某直升机为例 ,将求出的诱导下洗用于桨叶气动载荷计算。

系留多旋翼无人机模拟训练系统设计与实现

为满足操作手对系留多旋翼无人机及其搭载任务载荷操作的模拟训练需求,对系留多旋翼无人机模拟训练系统进行设计与实现。该系统由飞行模拟计算机系统、便携式操控终端模拟器和教官导控台构成,提出基于系留线缆的系留多旋翼无人机及其空气动力学、飞行场景、想定战场环境及场景目标等模拟仿真模型。从系统架构优化、通信链路协议、实装设备原位替代等方面进行设计实现。结果表明:该系统结构完整、安全性好,配置精简、灵活、方便,成本低,适用于野战训练。

桨尖形状三维变化对旋翼气动特性的影响

本文首先将桨尖形状的研究区分为三个层次:第一层次是从矩形桨尖到简单直线后掠或尖削或后掠尖削组合的变化;第二层次为桨尖平面形状的曲线变化;第三层次是桨尖形状的三堆变化。着重分析了桨尖下反对旋翼悬停效率、前飞需用功率和桨-涡干扰的影响及改进,指出了现有研究存在的问题,并提出了进一步研究的建议。

涵道尾桨气动特性及翼型CFD分析

以Jameson/TVD混合格式对低速时的OAF和NACA63a312翼型的升阻特性进行了计算。该方法的特点是采用有限体积法进行离散,并用龙格-库塔时间推进法进行求解。通过将计算的结果与NASA公布的试验曲线进行对比,验证了该混合格式用于旋翼气动力计算的可行性。为了进一步研究旋翼的拉力和功率,本文建立了以微圆环动量理论和叶素理论为基础的计算模型,并用该模型计算了涵道尾桨在不同条件下的拉力和功率情况,计算的结果具有一定的代表性。

直升机非线性运动方程及其数值分析

基于牛顿法建立了单旋翼带尾桨直升机的非线性运动方程 ,提出了一种求解直升机非线性运动方程的数值方法。建立方程时 ,用欧拉角描述直升机在空中的姿态 ,旋翼采用有挥舞铰且在铰上带有弹性约束的模型 ,桨盘处的入流采用线性模型。通过对一算例直升机的操纵响应进行数值仿真 ,将非线性与小扰动线性化的直升机运动方程进行了对比分析。结果表明 :从操纵输入到随后的 2s左右 ,非线性和小扰动线性化的直升机运动方程的计算结果非常接近 ,但在此之后 ,非线性运动方程的计算结果更能反映直升机的运动规律。