直升機-渦軸發(fā)動機一體化安裝氣動性能研究.pdf

1、現(xiàn)代直升機設計過程中，直升機/渦軸發(fā)動機一體化性能屬于核心問題之一。本文選取ROBIN機身為基準模型，采用數(shù)值模擬方法，研究了渦軸發(fā)動機安裝影響以及一些典型狀態(tài)下直升機/渦軸發(fā)動機一體化氣動性能。
　　首先利用相關程序完成了ROBIN機身的幾何建模，將NACA0012選為旋翼的翼型，建立了機身/旋翼模型。采用動參考系方法計算了孤立旋翼算例，并與實驗結果比較，驗證了該方法用于旋翼流場的可行性；初步進行了機身/旋翼模型的流場計算和分析

2、。編寫了渦軸發(fā)動機設計點計算程序，根據(jù)程序確立渦軸發(fā)動機設計點的性能參數(shù)，利用設計點發(fā)動機性能參數(shù)完成了對發(fā)動機進排氣流道的設計。
　　其次，研究了懸停與前飛狀態(tài)下動力安裝的影響以及發(fā)動機安裝位置的影響。結果表明：發(fā)動機安裝后在進氣口附近產(chǎn)生低壓區(qū)，從而導致機身升力與阻力同時上升；由于吞入旋翼下洗流，懸停狀態(tài)下的進氣道總壓畸變DC60高于前飛狀態(tài)下的值；受來流影響，前飛狀態(tài)下的噴管總壓損失系數(shù)比懸停狀態(tài)高。發(fā)動機安裝位置對直升機一

3、體化流場的影響較為復雜，機身氣動性能參數(shù)在懸停與前飛下沿安裝位置改變時并非單調(diào)變化。
　　本文隨后研究了側滑狀態(tài)的影響。結果表明：側滑時機身下表面出現(xiàn)低壓區(qū)，機頭迎風側高壓區(qū)與背風側低壓區(qū)范圍明顯；隨著側滑角增大，迎風側高壓區(qū)向下游發(fā)展，而背風側低壓區(qū)范圍顯著增大。隨著側滑角從0°到60°的變化過程中，機身升力下降，側向力增加，阻力先升后降；氣流進入機身背風側進氣道之前會產(chǎn)生大尺度的渦結構，導致背風側進氣道總壓損失系數(shù)、總壓畸變D