【摘要】：傾轉(zhuǎn)旋翼機是一種新構(gòu)型原理飛行器,它結(jié)合了直升機垂直起降和螺旋槳飛機高速巡航的優(yōu)點。過渡模式是其獨有而關(guān)鍵的飛行模式,雖然轉(zhuǎn)換時間短,但卻是一個極其復(fù)雜的非定常過程。深入開展過渡狀態(tài)下非定常氣動特性數(shù)值分析有著重要的學(xué)術(shù)和工程應(yīng)用價值。本文基于非定常N-S方程,開展過渡模式下氣動力數(shù)值模擬研究,主要內(nèi)容包括動網(wǎng)格技術(shù)、傾轉(zhuǎn)旋翼機流場數(shù)值模擬方法、直升機模式和固定翼飛機模式下氣動特性、過渡模式下非定常氣動力以及拉力矢量和空氣舵組合運動下非定常氣動特性等方面。針對復(fù)雜多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,結(jié)合反距離插值法(IDW)和無限插值法(TFI)的優(yōu)點,發(fā)展了一種高效的混合動網(wǎng)格技術(shù)。首先,選取變形量已知的網(wǎng)格面頂點作為控制點,通過IDW計算得到網(wǎng)格塊棱邊的變形量;然后采用TFI快速插值出網(wǎng)格面和網(wǎng)格塊內(nèi)部網(wǎng)格點的變形量。針對特大變形問題,提出了一種預(yù)估-校正動網(wǎng)格技術(shù)。利用多套拓撲結(jié)構(gòu)相同的靜態(tài)網(wǎng)格插值出隨時間變化的全流場計算網(wǎng)格,為動網(wǎng)格生成提供了一種新途徑。有限體積法、雙時間推進法求解非定常N-S方程�；诶字Z平均N-S方程模擬紊流,選用了SA一方程模型�；诘刃P理論模擬旋翼。采用分區(qū)網(wǎng)格基本塊的并行算法提高計算效率。基于固定網(wǎng)格系統(tǒng),發(fā)展了網(wǎng)格速度法來準(zhǔn)確模擬飛行器宏觀的加速運動。建立起了同時適用于直升機模式、飛機模式和過渡模式的數(shù)值模擬方法和軟件平臺,通過大量的算例驗證了計算精度能滿足工程實際應(yīng)用的要求。揭示了懸停狀態(tài)下的流動機理,系統(tǒng)地研究了后緣襟翼、克魯格襟翼、前緣下垂以及擾流板四種被動控制技術(shù)在機翼向下載荷減緩中的應(yīng)用,并詳細分析了各參數(shù)的影響。計算得到的最優(yōu)組合構(gòu)型為:后緣襟翼偏角60°,克魯格襟翼偏角85°。針對高速巡航的固定翼飛機模式,研究了旋翼動力滑流對全機氣動力系數(shù)的定量影響,比較了有、無滑流作用下平尾和垂尾的壓力分布。數(shù)值結(jié)果表明:在不同迎角下,滑流都使得全機升力系數(shù)增大,且最大升力系數(shù)的增量為4.6%。根據(jù)低速段機翼失速限制和高速時旋翼可用功率限制確定了傾轉(zhuǎn)走廊,實現(xiàn)了過渡飛行階段旋翼傾轉(zhuǎn)、飛行器加速、姿態(tài)變化和空氣舵面偏轉(zhuǎn)并存的復(fù)雜非定常運動數(shù)值模擬,并與相應(yīng)的準(zhǔn)定常結(jié)果進行了定量分析。對過渡模式下相關(guān)流動機理進行了研究,總體思路為從二維翼梢剖面到三維組合體構(gòu)型,從固定傾轉(zhuǎn)角到考慮旋翼傾轉(zhuǎn)運動,從定速平飛傾轉(zhuǎn)到加速運動下傾轉(zhuǎn),并詳細探討了旋翼傾轉(zhuǎn)模式和傾轉(zhuǎn)時間對氣動特性影響,對比分析了直升機模式-飛機模式與飛機模式-直升機模式轉(zhuǎn)換間氣動性能的差異。發(fā)展了傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動/控制一體化數(shù)值模擬技術(shù),基于CFD開展了過渡飛行階段拉力矢量和后緣襟翼組合運動下的氣動力計算。首先研究了單獨后緣襟翼的靜、動態(tài)氣動特性,分析了襟翼偏轉(zhuǎn)角頻率和偏轉(zhuǎn)規(guī)律對氣動性能的影響。然后采用開環(huán)控制方法,研究了后緣襟翼在階躍型、諧波型和線性函數(shù)型等不同操縱規(guī)律下傾轉(zhuǎn)旋翼機的時域響應(yīng)品質(zhì)。本文研究成果能為過渡模式下非定常氣動特性和拉力矢量/空氣舵組合操縱規(guī)律設(shè)計等關(guān)鍵問題研究提供先進的數(shù)值方法和科學(xué)的技術(shù)支撐。
【圖文】：

南京航空航天大學(xué)博士學(xué)位論文第一章 緒論1.1 研究背景與意義直升機由于具有垂直起降、懸停等優(yōu)良飛行品質(zhì)，在軍事和民用領(lǐng)域發(fā)揮著不可替代的作用。然而，，受旋翼前行槳葉激波失速和后行槳葉氣流分離的限制，其飛行速度很難超過360km/h[1]。從 20 世紀 40 年代起，人們就在探索一種既有直升機垂直起降能力，又有固定翼飛機航程遠、速度快的飛行器。研究學(xué)者曾研究過復(fù)合式直升機、前行槳葉概念、旋翼折疊等多種新原理構(gòu)型的旋翼機，但目前成功投入實際使用的只有傾轉(zhuǎn)旋翼機方案[2]。幾十年來，美國率先開展了 XV-15 傾轉(zhuǎn)旋翼機方案和技術(shù)驗證。在此基礎(chǔ)上，波音和貝爾直升機公司聯(lián)合提出了更為成熟的 V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機方案。典型的傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動構(gòu)型如圖 1.1 所示。

圖 1.2 V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機飛行包線圖 1.3 給出了 V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機的三種基本飛行模式：（a）低速飛行的直升機模式飛行的固定翼飛機模式；（c）過渡飛行轉(zhuǎn)換模式，即通過短艙的傾轉(zhuǎn)運動來實現(xiàn)直與飛機模式間的動態(tài)轉(zhuǎn)換過程。直升機模式下旋翼提供全部的升力。以直升機模式入前飛，當(dāng)達到一定飛行速度后，發(fā)動機短艙逐漸向水平位置旋轉(zhuǎn)，進入傾轉(zhuǎn)過渡要的升力由旋翼提供逐漸過渡到由機翼提供。由于這階段飛行器的氣動構(gòu)型、飛行前飛速度都在不斷的變化，因而過渡模式是一個典型的非定常運動過程。當(dāng)發(fā)動機到水平位置時，則完成了整個轉(zhuǎn)換過程。此時傾轉(zhuǎn)旋翼機相當(dāng)于普通螺旋槳飛機，生升力來平衡自重，旋翼成為螺旋槳提供前飛推力，可高速遠航程飛行。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V211.52

【參考文獻】

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本文編號：2668246