傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)創(chuàng)造性地結(jié)合了直升機(jī)和固定翼飛機(jī)兩種類型飛行器的優(yōu)良性能,是未來航空運(yùn)輸?shù)陌l(fā)展方向之一。但其懸停狀態(tài)的強(qiáng)烈的旋翼/機(jī)翼氣動干擾制約了載重能力,國外的研究中明確提出了傾轉(zhuǎn)翼（tiltwing）概念。針對目前的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)常見的氣動布局,為進(jìn)一步探究采用傾轉(zhuǎn)翼構(gòu)型的降載效果及旋翼對機(jī)翼氣動的性能影響,開展了兩種構(gòu)型懸停和過渡狀態(tài)旋翼對機(jī)翼氣動干擾特性以及機(jī)翼受力的對比研究。機(jī)翼作為飛行器的核心部件,其設(shè)計(jì)很大程度上決定了飛行器的性能。開展對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器機(jī)翼的氣動優(yōu)化設(shè)計(jì),對于提高傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器飛行性能具有重要意義。本文的工作主要分為兩個方面:一部分是旋翼/機(jī)翼間的氣動干擾分析,另一部分是機(jī)翼的優(yōu)化。基于嵌套網(wǎng)格和動量源方法,對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的傾轉(zhuǎn)旋翼構(gòu)型、傾轉(zhuǎn)翼構(gòu)型懸停和過渡狀態(tài)干擾流場進(jìn)行了數(shù)值模擬,并對兩種構(gòu)型的干擾流場和機(jī)翼氣動力進(jìn)行了對比,分析了不同狀態(tài)下旋翼對機(jī)翼干擾特性。計(jì)算結(jié)果表明:采用傾轉(zhuǎn)翼構(gòu)型,懸停狀態(tài)機(jī)翼所受的向下載荷約為旋翼拉力的1%,且降低了旋翼對機(jī)翼的氣動干擾,干擾氣流不足以在對稱面形成“噴泉效應(yīng)”。過渡狀態(tài)時,傾轉(zhuǎn)旋翼構(gòu)型受旋翼下洗流的影響機(jī)翼會產(chǎn)生向下的... 

【文章來源】：南昌航空大學(xué)江西省

【文章頁數(shù)】：63 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

傾轉(zhuǎn)旋翼構(gòu)型(tiltrotorlayout)

(a)VZ-2 (b)XC-142圖 1-2 傾轉(zhuǎn)翼構(gòu)型(tiltwing layout)1951 年，美國陸軍和美國空軍開始聯(lián)合研究計(jì)劃，探索用可垂直起降技術(shù)建造新飛機(jī)的可能性。除了 McDonnell 飛機(jī)公司的復(fù)合 XV-1 飛機(jī)外，還提出了Sikorsky 公司的 XV-2 和 Bell 直升機(jī)公司的 XV-3 傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)。XV-1 原型機(jī)無法克服典型的直升機(jī)問題很快顯示出其局限性，盡管存在許多技術(shù)問題，XV-3 型飛機(jī)還是被認(rèn)為有可能克服直升機(jī)的主要限制的新型飛行器。在 1953 年至 1968 年期間，貝爾和 NASA 進(jìn)行了一系列飛行和地面風(fēng)洞試驗(yàn)。XV–3 研究計(jì)劃終止時，工程師們認(rèn)識到這種飛機(jī)的主要技術(shù)困難與幾個因素有關(guān)：在過渡模式和前飛模式中發(fā)生的動態(tài)失穩(wěn)是由于旋翼/旋翼短艙/機(jī)翼系統(tǒng)的氣動彈性失穩(wěn)引起的；直升機(jī)式旋翼槳葉不是傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)的最佳選擇，因?yàn)樗鼈冊谇帮w模式高速飛行時由于空氣的可壓縮性效應(yīng)而導(dǎo)致功率損失。此外，為了解決這些問題，對飛機(jī)原始結(jié)構(gòu)進(jìn)行了進(jìn)一步的修改，但導(dǎo)致了懸停和巡航飛行性能的下降。1971年，貝爾直升機(jī)公司贏得了NASA提出的XV-15項(xiàng)目合同，也叫貝爾301。在接下來的 20 年里，貝爾設(shè)計(jì)并開發(fā)了兩架傾轉(zhuǎn)旋翼原型機(jī)，這兩架原型機(jī)也是

了 AgustaWestlandAW609 項(xiàng)目的立項(xiàng)，也稱為 Bell-Agusta BA609(1998)。旋翼和機(jī)翼間的氣動干擾明顯影響了傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的懸停性能和載重能力。在直升機(jī)飛行模式下，旋翼下方的機(jī)翼顯著地改變了旋翼尾跡，因此導(dǎo)致了旋翼性能的損失。更重要的是，當(dāng)旋翼尾跡沖擊機(jī)翼表面，旋翼/機(jī)身組合體整體的向上氣動力損失為 10-15％。為了克服當(dāng)前傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)（XV-15，V-22 和 BA609）的這些限制，通常將旋翼直徑增大，但更大的旋翼會增加旋翼與機(jī)翼、旋翼與旋翼之間的干擾。此外，較大的旋翼限制了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)像固定翼飛機(jī)一樣起降，并且導(dǎo)致了巡航飛行時的一些限制，例如所達(dá)到的最大巡航速度和燃油消耗過快導(dǎo)致航程大大縮減。提高前飛模式的性能是新型傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)未來發(fā)展的方向之一，在保留直升機(jī)模式性能的前提下，非常規(guī)的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)構(gòu)型有待進(jìn)一步研究。提高前飛模式性能(即推進(jìn)效率和巡航速度)的一種可能途徑是通過減小旋翼直徑，以獲得與渦槳飛機(jī)類似的螺旋槳作為推進(jìn)裝置。這個解決方案導(dǎo)致了最近在歐洲 ERICA(Enhanced Rotorcraft Innovative Concept Achievement)項(xiàng)目的開發(fā)中采用的傾轉(zhuǎn)翼(tiltwing)概念，如圖 1-3 所示。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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[2]懸停狀態(tài)下傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)向下載荷被動減緩措施研究[J]. 陳皓,陸志良,郭同慶.  空氣動力學(xué)學(xué)報. 2018(03)
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[10]基于Isight的自適應(yīng)翼型前緣氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 周晨,王志瑾,支驕楊.  上海交通大學(xué)學(xué)報. 2014(08)

博士論文
[1]傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)非定常氣動特性分析及氣動設(shè)計(jì)研究[D]. 李鵬.南京航空航天大學(xué) 2016

碩士論文
[1]傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)動態(tài)干擾流場模擬方法研究[D]. 何杰.南京航空航天大學(xué) 2016
[2]基于非定常動量源方法的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動分析及性能優(yōu)化[D]. 朱秋嫻.南京航空航天大學(xué) 2016



本文編號：3095983