摘要：针对共轴刚性模型旋翼悬停状态,开展了桨叶表面压力测量试验与数值模拟研究。试验采用微型压力传感器进行桨叶表面压力测量,不仅获得了桨叶表面压力的试验数据,同时为CFD计算方法计算桨叶表面压力提供了验证数据。计算与试验结果对比吻合度良好,验证了CFD计算方法的有效性。研究获得了共轴刚性旋翼上下旋翼桨叶表面的流动情况和压力特性,结果表明:对于上下各4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;在上下旋翼扭矩配平的悬停状态,下旋翼桨叶大部分区域受下洗流影响,下旋翼剖面拉力低于上旋翼;在桨尖区域,下旋翼的桨距角大于上旋翼,受各自上洗流的影响,下旋翼剖面拉力高于上旋翼。

摘要：针对倾转旋翼机,开展了悬停状态气动干扰风洞试验和数值模拟研究。试验中,测量了悬停状态下的旋翼升力、扭矩以及半模机翼的气动力。同时,采用运动嵌套网格方法,通过求解N-S方程对机翼倾角0°和90°两种状态进行数值模拟,开展了数值模拟与风洞试验的相关性分析研究,验证了该数值模拟方法的有效性。结果表明:不考虑机身气动力时,孤立旋翼、机翼攻角0°和机翼攻角90°三种状态下旋翼气动特性差异不明显;考虑机身气动力时,机翼攻角0°时,机身产生约18.2%向下载荷,单片桨叶和机身出现强烈非定常气动特性,其中桨叶升力系数动态值与平均值比为9.8%,机身升力系数动态值与平均值比为18.38%。

摘要：发展了直升机旋翼(尾桨)噪声与机身的声散射特性计算方法。首先,采用基于运动嵌套网格和RANS方程的旋翼CFD方法计算旋翼流场信息,为旋翼噪声计算提供气动数据;然后,采用FW-H方程来计算孤立旋翼的气动噪声特性,并应用G1A公式来计算旋翼噪声梯度,为噪声声散射分析提供边界条件;在此基础上,采用时域等效源方法计算散射声场,并与孤立旋翼声场进行叠加,最终得到考虑机身散射影响的总声场。最后,应用建立的声散射计算模型,针对旋翼/机身和尾桨/机身声散射效应进行了数值模拟,结果表明:机身对旋翼与尾桨高频噪声的散射影响较大,并且旋翼/机身以及尾桨/机身的间距越小,声散射效应越明显。

摘要：结合消声室试验和数值计算研究了悬停状态倾转旋翼气动噪声特性。消声室试验采用孤立倾转旋翼模型,测试了不同总距角和桨尖马赫数状态的气动噪声数据。数值计算基于CFD(computational fluid dynamic)结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学方程的方法,采用试验数据验证了计算模型的可靠性。分析了倾转旋翼的噪声传播特点以及拉力系数和桨尖马赫数对噪声总声压级的影响,并对比了孤立旋翼和双旋翼状态的气动噪声特性。结果表明:倾转旋翼噪声随着拉力系数和桨尖马赫数的增加均有所增加,维持旋翼拉力不变时降低桨尖马赫数虽然使得拉力系数增加,旋翼噪声水平仍然降低;倾转双旋翼噪声相对纵向平面对称分布,在多个方位角区域存在着局部最大值,这和双旋翼噪声传播时的相互叠加以及双旋翼间气动干扰相关。

摘要：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。

摘要：针对共轴刚性旋翼上下旋翼间复杂气动干扰问题,利用4 m直径共轴刚性旋翼缩比模型开展了悬停及前飞状态风洞试验研究。试验中,采用两套六分量天平对共轴刚性旋翼的上下旋翼进行分开测力,并测量了相同操纵量输入时的孤立单旋翼气动力。通过分析双旋翼状态下的上下旋翼与孤立单旋翼的气动力的对比结果,研究了共轴刚性旋翼在悬停及前飞状态下的气动干扰特性。在此基础上,还进行了升力偏置对气动干扰影响的试验研究。结果表明:随着旋翼前进比的增大,上下旋翼之间的气动干扰逐渐减弱,共轴刚性旋翼的非对称气动干扰会使得双旋翼升力偏置增大。

摘要：以NACA0012翼型为研究对象,将扑动简化为俯仰、沉浮和前飞三种运动,通过求解NS方程,数值模拟了翼型扑动非定常流动。分析了减缩频率、平均俯仰角、俯仰振幅和沉浮振幅对翼型扑动气动特性的影响规律以及流场涡分布特性。结果表明:研究范围内,增大平均俯仰角和俯仰振幅或减小减缩频率和沉浮振幅能有效提高升力;减小平均俯仰角或增大缩减频率、俯仰振幅和沉浮振幅能有效增大向前推力;升力主要由下扑阶段产生,俯仰振幅大于等于平均俯仰角时,可获得升力及推力的综合效果;下扑过程中,前缘脱出涡并向后移动,强度逐渐变强,上扑过程中,涡逐渐耗散并继续向后移动。

摘要：以NACA0012为基准翼型,生成C型结构网格,采用SA湍流模型求解NS方程,获得基准翼型压力分布数值模拟结果。找出翼型上表面前缘低压区域和后缘高压区域,在两个区域进行开孔,让后缘高压区域气流通过导流管引流到前缘区域,加速翼型上表面气流流动,增大翼型速度环量。通过基准翼型与开孔翼型气动特性对比分析可知:小迎角下,基于压力分布的开孔翼型阻力系数略有增大,但能有效提高翼型的升力系数。

摘要：使用桨叶表面布置毛细管的方式,对4.2 m直径直升机旋翼模型悬停试验中的桨叶表面压力进行测量,获得大量试验数据;同时采用数值计算的方式消除离心力对试验数据的影响;最终通过理论计算(CFD)与试验数据的对比分析,验证了理论计算的有效性,确定毛细管测桨叶表面压力的方式稳定可靠。

摘要：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%。