【摘要】：傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是一種新構(gòu)型原理飛行器,它結(jié)合了直升機(jī)垂直起降和螺旋槳飛機(jī)高速巡航的優(yōu)點(diǎn)。過渡模式是其獨(dú)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(jī)流場數(shù)值模擬方法、直升機(jī)模式和固定翼飛機(jī)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(yùn)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(diǎn),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(diǎn)作為控制點(diǎn),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(diǎn)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?fù)浣Y(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(jìn)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�；诠潭ňW(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(yùn)動。建立起了同時適用于直升機(jī)模式、飛機(jī)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(shí)際應(yīng)用的要求。揭示了懸停狀態(tài)下的流動機(jī)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(jī)翼向下載荷減緩中的應(yīng)用,并詳細(xì)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(jī)模式,研究了旋翼動力滑流對全機(jī)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(jī)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(jī)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(shí)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(yùn)動數(shù)值模擬,并與相應(yīng)的準(zhǔn)定常結(jié)果進(jìn)行了定量分析。對過渡模式下相關(guān)流動機(jī)理進(jìn)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(yùn)動,從定速平飛傾轉(zhuǎn)到加速運(yùn)動下傾轉(zhuǎn),并詳細(xì)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(jī)模式-飛機(jī)模式與飛機(jī)模式-直升機(jī)模式轉(zhuǎn)換間氣動性能的差異。發(fā)展了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)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(yùn)動下的氣動力計算。首先研究了單獨(dú)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(jī)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(jìn)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(jī)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(jì) 40 年代起，人們就在探索一種既有直升機(jī)垂直起降能力，又有固定翼飛機(jī)航程遠(yuǎn)、速度快的飛行器。研究學(xué)者曾研究過復(fù)合式直升機(jī)、前行槳葉概念、旋翼折疊等多種新原理構(gòu)型的旋翼機(jī)，但目前成功投入實(shí)際使用的只有傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)方案[2]。幾十年來，美國率先開展了 XV-15 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)方案和技術(shù)驗證。在此基礎(chǔ)上，波音和貝爾直升機(jī)公司聯(lián)合提出了更為成熟的 V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)方案。典型的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動構(gòu)型如圖 1.1 所示。

圖 1.2 V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行包線圖 1.3 給出了 V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的三種基本飛行模式：（a）低速飛行的直升機(jī)模式飛行的固定翼飛機(jī)模式；（c）過渡飛行轉(zhuǎn)換模式，即通過短艙的傾轉(zhuǎn)運(yùn)動來實(shí)現(xiàn)直與飛機(jī)模式間的動態(tài)轉(zhuǎn)換過程。直升機(jī)模式下旋翼提供全部的升力。以直升機(jī)模式入前飛，當(dāng)達(dá)到一定飛行速度后，發(fā)動機(jī)短艙逐漸向水平位置旋轉(zhuǎn)，進(jìn)入傾轉(zhuǎn)過渡要的升力由旋翼提供逐漸過渡到由機(jī)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(yùn)動過程。當(dāng)發(fā)動機(jī)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(jī)相當(dāng)于普通螺旋槳飛機(jī)，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(yuǎn)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(xiàn)】

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本文編號：2668246