旋翼/平尾氣動(dòng)干擾建模是直升機(jī)全機(jī)配平模型和飛行動(dòng)力學(xué)模型的核心內(nèi)容。常規(guī)全機(jī)配平模型主要通過旋翼下洗流或誘導(dǎo)速度等方式間接考慮旋翼對(duì)平尾的氣動(dòng)干擾作用,但未充分考慮旋翼對(duì)平尾非定常氣動(dòng)干擾產(chǎn)生的非線性氣動(dòng)載荷,因而仍難于準(zhǔn)確體現(xiàn)旋翼/平尾氣動(dòng)干擾對(duì)全機(jī)配平特性的影響。為此本文基于非定常面元/黏性渦粒子法,通過在平尾面元中增加由旋翼和平尾尾跡時(shí)變干擾產(chǎn)生的非定常壓力項(xiàng),建立旋翼/平尾氣動(dòng)干擾模型,直接計(jì)算平尾非線性氣動(dòng)載荷,并耦合基于GA/LM混合優(yōu)化的直升機(jī)全機(jī)配平方法,構(gòu)建旋翼/平尾氣動(dòng)干擾作用下的直升機(jī)全機(jī)配平特性分析方法。通過計(jì)算UH-60A直升機(jī)的旋翼操縱量和機(jī)體姿態(tài),并與試驗(yàn)測(cè)試值對(duì)比驗(yàn)證本文方法的準(zhǔn)確性。通過與基于誘導(dǎo)速度考慮旋翼/平尾氣動(dòng)干擾的直升機(jī)配平結(jié)果比較表明,后者難于體現(xiàn)直升機(jī)低速縱向操縱量和機(jī)體俯仰角突增現(xiàn)象,而本文方法能較好地體現(xiàn)直升機(jī)低速縱向操縱量和機(jī)體俯仰角突增,且與OH-6A、EH-101等試驗(yàn)測(cè)量的特性一致。研究不同平尾構(gòu)型對(duì)旋翼/平尾氣動(dòng)干擾下直升機(jī)全機(jī)配平特性的影響,分析表明低平尾產(chǎn)生較大的低速縱向操縱量突增,而高平尾則增加高速縱向操縱量;前置平... 

【文章來源】：北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2016,42(11)北大核心

【文章頁數(shù)】：9 頁

【文章目錄】：
1 計(jì)算方法
    1.1 旋翼/平尾氣動(dòng)干擾模型
        1)非定常面元/黏性渦粒子法
        2)平尾氣動(dòng)模型
    1.2 直升機(jī)全機(jī)配平模型
    1.3 耦合方法
    1.4 方法驗(yàn)證
2 旋翼/平尾氣動(dòng)干擾對(duì)全機(jī)配平特性的影響
3 平尾構(gòu)型對(duì)直升機(jī)全機(jī)配平特性的影響
    3.1 平尾垂向位置
    3.2 平尾縱向位置
    3.3 左右單邊平尾
4 結(jié)論


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]直升機(jī)旋翼對(duì)尾槳非定常氣動(dòng)載荷的影響[J]. 譚劍鋒.  航空學(xué)報(bào). 2015(10)
[2]基于GA/LM混合優(yōu)化的直升機(jī)全機(jī)配平算法[J]. 吳超,譚劍鋒,王浩文,倪先平.  飛行力學(xué). 2014(01)
[3]基于非定常面元/黏性渦粒子混合法的旋翼/平尾非定常氣動(dòng)干擾[J]. 譚劍鋒,王浩文,吳超,林長(zhǎng)亮.  航空學(xué)報(bào). 2014(03)
[4]Numerical analysis on noise of rotor with unconventional blade tips based on CFD/Kirchhoff method[J]. Wang Bo,Zhao Qijun,Xu Guohua,Ye Liang,Wang Junyi.  Chinese Journal of Aeronautics. 2013(03)
[5]直升機(jī)低速飛行特性試驗(yàn)分析[J]. 朱宇,張宏林,劉莉.  航空工程進(jìn)展. 2012(04)
[6]直升機(jī)機(jī)動(dòng)飛行旋翼的氣動(dòng)力模擬[J]. 曹義華.  航空學(xué)報(bào). 1999(01)

博士論文
[1]旋翼非定常自由尾跡及高置信度直升機(jī)飛行力學(xué)建模研究[D]. 李攀.南京航空航天大學(xué) 2010



本文編號(hào)：2996481