摘要：为准确模拟高速旋翼机桨叶剖面气动特性,发展了基于CFD/CAMRADⅡ耦合算法的直升机旋翼翼型工作环境分析方法,并对方法进行了验证。在此基础上针对直升机旋翼桨叶变迎角、变马赫数的工作特点,构建了基于“α-Ma平面升阻比等高线”的全方位/全剖面旋翼翼型指标设计方法。从研究前行桨叶概念旋翼大反流、强径向流、强压缩性流场特点和升力偏置、变转速工作方式入手,针对X2TD直升机高速飞行状态下上/下旋翼、前/后行侧桨叶翼型剖面的气动特征,有针对性地提出旋翼翼型选择标准或设计、改进方向,并与国外设计结果进行了对比分析,得到了一些有意义的结论。所建立的翼型指标设计方法和计算分析结果可为高速直升机旋翼气动设计的深入研究提供参考。

摘要：采用基于运动嵌套网格的CFD方法计算了倾转旋翼机直升机状态和过渡状态下的流场,研究了在小速度前飞下的尾迹涡演化和其对平尾气动力的影响。直升机状态下,前飞速度≤4 m/s时,旋翼尾迹主要在机翼附近,与机翼干扰形成喷泉效应,但对平尾无影响。随着前飞速度增大,喷泉效应与自由来流的综合作用形成喷泉涡,喷泉涡产生于机翼上表面,呈流向涡形式向下游输运,从平尾上方通过。前飞速度进一步增大(≥16 m/s),产生于桨盘边缘的旋翼尾迹侧缘涡开始增强,从平尾侧边通过,并在平尾附近的流动中占据主导地位。喷泉涡和侧缘涡均在平尾处产生上洗流动,使平尾产生低头力矩。从直升机状态到固定翼状态,旋翼尾迹侧缘涡逐渐减弱,对平尾的影响也减弱。

摘要：针对共轴双旋翼带尾推力桨构型的高速直升机的多旋翼气动干扰问题,发展了一种不同转速多旋翼的时间步进自由尾迹模型。将多旋翼复杂气动干扰的诱导速度分析结果整理成表,为飞行力学计算中的旋翼非均匀入流模型提供修正数据,从而降低计算量、提高分析精度。对共轴高速直升机的刚性桨叶进行挥舞模态一阶等效,建立了兼顾精度和计算效率的共轴高速直升机飞行动力学模型,并将旋翼试验结果与XH-59A的试飞数据进行了对比验证。结果表明:所建模型对旋翼气动力计算误差小于10%;而在飞行力学分析中,相比于自由尾迹方法大幅降低了计算量,且总距、横向周期变距和总距差动等通道计算误差均小于1°。

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：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：利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象,分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果,提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标,并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求,并且能最多降低8%的直升机需用功率,为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。

摘要：建立旋翼结构振动载荷的流固耦合分析方法,计算分析旋翼前飞状态下的结构振动载荷,其中旋翼动力学模型中采用大变形梁模型,旋翼气动模型采用CFD模型,利用多重滑移网格技术实现旋翼变距、旋转等运动,最后采取松耦合策略集成动力学、气动模型。在结构和气动模型分别验证的基础上,通过计算SA349/2直升机桨叶在前飞状态的挥舞、摆振剖面结构振动载荷并对比飞行实测数据,验证流固耦合计算方法的准确性,同时对比自由尾迹模型计算结果,证明在旋翼结构振动载荷计算当中引入CFD方法能有效提高载荷计算的预估精度。

摘要：为研究横向周期变距差动和旋翼控制相位角2种旋翼冗余操纵策略对共轴刚性旋翼高速直升机飞行动力学特性的影响,利用经过验证的XH-59直升机飞行动力学模型,在直升机和复合推进2种飞行模式下,分析了横向周期变距差动和旋翼控制相位角对共轴刚性旋翼高速直升机配平特性;上、下旋翼桨毂最大弯矩以及需用功率的影响。结果表明:随着前飞速度的增加,提高横向周期变距差动和降低旋翼控制相位角会减小直升机模式下的低头姿态,降低直升机和复合推进模式下的配平总距和需用功率。降低横向周期变距差动和提高旋翼控制相位角有利于降低2种模式下的最大桨毂弯矩。随着前飞速度增加,相比于调节横向周期变距差动,改变旋翼控制相位角会明显增加2种模式下配平纵向周期变距,甚至使其超过限幅。同时,采用横向周期变距差动对调节直升机需用功率和桨毂处弯矩的效果更为明显。

摘要：共轴双旋翼直升机在近地悬停时存在复杂的旋翼/旋翼/地面干扰效应.为分析近地悬停时共轴双旋翼流场及拉力变化,发展一种共轴双旋翼悬停地面效应计算方法.首先,分别采用升力面法和面元法模拟桨叶和地面对流场的作用,使用三阶精度时间步进格式进行桨叶尾迹计算,并在尾迹迭代过程中引入"等体积"法修正尾迹.然后,运用模型得到共轴双旋翼无地效的诱导速度分布和单旋翼地面效应下的拉力增益并与试验结果对比,验证方法的合理性.最后,基于算例,分析了共轴双旋翼在地面效应悬停状态下的特性,包括尾迹及流场特点、诱导速度与拉力分布、旋翼间干扰和拉力增益.结果表明:悬停地面效应下共轴双旋翼的尾迹发生卷起并径向扩展,其桨盘平面的诱导速度由上旋翼、下旋翼和地面共同引起;分析也表明了悬停地面效应下共轴双旋翼桨盘平面诱导速度及桨叶拉力分布更均匀,在相同功率下,共轴双旋翼的地面效应拉力增益大于同实度单旋翼的拉力增益.

摘要：为了研究直升机发生沙盲时沙尘云在悬停流场中的状态和分布规律,采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程和Menter剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型的数值模型,通过应用程序编程接口耦合基于Hertz-Mindlin(No Slip)碰撞接触模型的离散元模型,并基于“多球法”构建了更加真实的非球形沙尘颗粒,计算了沙尘颗粒在流场中的运动和分布状态。与可得到的试验结果进行对比,验证了数值方法的有效性,并进行了地效状态旋翼拉力系数、桨尖涡位置以及沙尘云形成的宏观轮廓图的计算。应用所建立的方法,对不同悬停高度的直升机地效流场进行了计算,给出了流场的涡量以及速度云图,着重对比了不同悬停高度下沙尘云中沙尘颗粒速度和分布情况,分析了地效流场对沙尘颗粒状态的影响及沙尘云的形成机理,并计算出了沙尘云宏观分布图。结果表明:流场中大部分沙尘颗粒只能在地表随流场扩散而并不能形成沙尘云;沙尘云中外层空间的沙尘浓度比内层高;位于桨盘平面下层区域的沙尘颗粒以径向运动为主,切向速度较小,而位于桨盘平面上层的沙尘颗粒速度方向各异,速度大小接近。