時間準(zhǔn)確自由尾跡方法建模及(傾轉(zhuǎn))旋翼氣動特性分析.pdf

1、本文建立了一個新的“時間準(zhǔn)確”旋翼自由尾跡模型，利用該模型針對旋翼和傾轉(zhuǎn)旋翼的尾跡和氣動特性進(jìn)行了計算和分析，同時開展了旋翼傾轉(zhuǎn)狀態(tài)的氣動試驗研究，主要工作如下： 作為前提和背景，本文首先闡述了論文的研究目的，以及旋翼自由尾跡方法研究、旋翼氣動特性研究和傾轉(zhuǎn)旋翼氣動特性研究的國內(nèi)外現(xiàn)狀，指出了現(xiàn)有研究中存在的不足，提出了本文擬采用的研究方法和本文的研究內(nèi)容。 在第二章，本文基于Vatistas公式給出了一個不同的粘性

2、渦核模型，分析了渦模型中渦核半徑的確定方法，并考慮了渦核實際的耗散影響。然后，以平面渦環(huán)和三維渦管為算例，計算了誘導(dǎo)速度分布，以表明渦模型對實際誘導(dǎo)速度計算的影響，并通過旋翼入流的計算驗證了本文渦模型的有效性。 針對尾跡步進(jìn)計算的多步差分格式，在第三章給出了一個通用推導(dǎo)方法，并利用該方法推導(dǎo)了一個新的二步二階預(yù)測－校正差分算法——“D2PC”算法。然后，對“D2PC”差分格式的精度和穩(wěn)定性進(jìn)行了分析，并與典型的單步、三步差分格

3、式作了對比。此外，還進(jìn)行了自由尾跡渦線離散處理的誤差分析，并對采用“D2PC”差分格式表示的渦線主控方程進(jìn)行了修正，以提高尾跡求解精度。 第四章從剛體的擴(kuò)展歐拉動力學(xué)模型出發(fā)，分別推導(dǎo)了旋翼在定常飛行時、有角運動時及作傾轉(zhuǎn)運動時的槳葉揮舞動力學(xué)方程。同時，建立了槳葉Weissinger-L升力面氣動模型，并給出了適用于旋翼氣動力分析的槳葉環(huán)量求解方程以及槳尖渦強(qiáng)度和釋放位置的確定方法。 在第五章，給出了一個適用于時間

4、步進(jìn)分析的旋翼配平模型，并結(jié)合第二、三和四章的模型，建立了一個能適合于旋翼在定常飛行、有角運動以及旋翼傾轉(zhuǎn)運動時的尾跡和氣動特性分析的“時間準(zhǔn)確”自由尾跡方法。 在第六章，首先通過旋翼尾跡、入流和氣動力響應(yīng)等多種算例計算，驗證了本文建立的“時間準(zhǔn)確”旋翼自由尾跡方法的有效性，然后，應(yīng)用該方法分別對直升機(jī)旋翼的尾跡幾何形狀、槳盤入流、旋翼下洗流場等時均氣動特性進(jìn)行了計算與分析，并對旋翼在總距突增時的瞬時動態(tài)響應(yīng)特性、旋翼在有角運

5、動時的尾跡幾何形狀和槳盤入流特性進(jìn)行了計算，得出一些新的結(jié)論。 第七章在南京航空航天大學(xué)研制的傾轉(zhuǎn)旋翼實驗臺上進(jìn)行了傾轉(zhuǎn)旋翼的氣動特性試驗研究，首先測量了不同旋翼半徑、不同總距角條件下，旋翼不傾轉(zhuǎn)時的氣動特性。然后，測量了不同旋翼轉(zhuǎn)速及不同傾轉(zhuǎn)時間條件下，旋翼傾轉(zhuǎn)時的非定常氣動力，并與計算結(jié)果進(jìn)行了對比。 本文在第八章，應(yīng)用建立的“時間準(zhǔn)確”旋翼自由尾跡模型針對旋翼在不同傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下的尾跡進(jìn)行了計算和分析，并對旋翼傾轉(zhuǎn)