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：为研究桨叶弹性形变对旋翼气动噪声的影响,基于CamradⅡ软件和FW-H方程,建立了考虑桨叶弹性形变的旋翼悬停气动噪声计算模型。其中,桨叶弹性形变量采用CamradⅡ的弹性桨叶模型计算,形变桨叶外形采用三维网格精确描述,结合CamradⅡ计算得到的旋翼非定常气动载荷,最后基于FW-H方程进行了形变旋翼悬停噪声的计算分析。同时,在风洞中采用双目立体视觉方法对模型旋翼进行形变测量试验,通过CamradⅡ的仿真数据与试验数据的对比分析,发现仿真数据与试验数据基本吻合,验证了CamradⅡ具有较好的可靠性,能够准确预估悬停状态下桨叶的弹性形变量。全尺寸旋翼的悬停噪声计算结果表明:在典型工作状态下,旋翼桨叶会发生明显的弹性形变,尤其在挥舞方向;桨叶形变不会改变旋翼悬停气动噪声的方向特性;在噪声的主要传播方向上,桨叶形变对厚度噪声和载荷噪声均会产生作用,进而导致总噪声的最大变化量约1.0 dB。通过本文研究表明,在对旋翼气动噪声,尤其是载荷噪声成分进行精确计算时,考虑桨叶的弹性形变是非常必要的。

摘要：为实现微型直升机的自动控制飞行,需要建立其动力学模型。用神经网络和传统的微分方程难以获得适用于微型直升机控制系统的动力学模型。为此,在满足系统建模的前提假设下,设计了实验方法及测控装置。基于所获取的飞行数据,采用系统辨识的方法,建立了悬停状态下NEXUS30模型直升机的航向输出误差模型。对模型的评价结果表明,模型能充分反映微型直升机的航向动力学特性,并且结构简单,能作为设计控制系统时的参考模型。

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：升力风扇垂直起降飞机属于一种特殊的固定翼飞行器,兼有直升机式的悬停状态、固定翼状态,以及特殊的过渡状态。在这三种状态下,两套升力部件(直接升力部件和气动升力部件)只共用一套动力源,使得动力源工作状态差异很大,导致各总体参数之间的匹配关系与常规固定翼飞机甚为不同。为此,基于螺旋桨动量理论推导了升力风扇垂直起降飞机全机升阻、功率特性的估算模型;并针对整个过渡过程,分析了各总体参数对过渡态功率、阻力特性的影响,进而得到各总体参数的合理匹配方法以满足减小"富余功率"和节省过渡阶段的燃油消耗量的设计要求,提高巡航经济性。所研究的成果能为升力风扇垂直起降飞机概念设计提供有效地指导原则。

摘要：在Mcnabb摆线桨计算模型的基础上,提出了基于LB动态失速模型的改进的气动力计算模型。该模型可以计入叶片分离流动和叶片翼型升阻特性的影响,从而提高摆线桨悬停状态下的气动力计算精度。将计算结果与悬停时不同条件下的摆线桨的实验结果和原计算模型进行了对比,结果表明,所提出的计算模型具备很高的计算精度,可以用于摆线桨悬停状态下的气动性能设计与分析。通过对计算结果的分析,揭示了摆线桨具备高气动效率的部分机理。

摘要：近年来,在军民用应用前景强烈刺激下,多旋翼无人机已经成为航空航天领域的研究热点[1-2]。六旋翼无人机是多旋翼无人机家族中的重要一员,它可以悬停和垂直起降,还具有控制简易、维护方便等优点,适用于非常复杂的任务环境。旋翼无人机气动特性研究是无人机设计过程中的重要环节[3-4],目前对旋翼式无人机气动特性的研究主要针对直升机,对六旋翼无人机气动特性的研究少见报道。本文首先发展一种基于动量源方法的计算流体力学方法.

摘要：法国康塞尔技术公司(Conseil&technology)为一种透镜状旋翼概念申请了专利,该概念可以提高垂直起降飞行器的效率,以用于支线航线。该设计用一个透镜状的圆盘取代大部分旋翼,圆盘上连接着短而宽的叶片。当直升机旋翼在悬停状态下旋转时,桨叶上方的气流速度与距旋转轴的距离成正比,朝叶尖方向增加。

摘要：开展正、负尾桨距条件下的尾桨噪声试验研究,并分析推力侧与拉力侧的尾桨噪声指向性差异。首先,在消声试验室中搭建了尾桨悬停状态噪声试验平台;其次,利用布置的传声器阵列,测量了不同传播距离下的噪声量级、尾桨拉力侧和推力侧不同观察角下的噪声水平以及尾桨在正负尾桨距和不同转速下的噪声水平。试验测量结果与理论分析吻合,试验结果表明在拉力侧和推力侧均存在噪声指向性,且拉力侧的噪声水平高于推力侧;在一些观察角下,噪声值不是在0°尾桨距时最小。