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面向 21 世纪的直升机发展

南京航空航天大学学报 1997年第6期29卷 601-606页

作者：王适存南京航空航天大学直升机技术研究所

首先说明了发展直升机的难点，即相对于同量级的固定翼飞机来说，不仅需要马力更大的发动机，而且旋翼的技术问题更为复杂。其次，综述世界上直升机应用的现状及今后发展趋势，包括亚太地区的潜在市场，并分别用图线表示军用和民用直升... 详细信息

首先说明了发展直升机的难点，即相对于同量级的固定翼飞机来说，不仅需要马力更大的发动机，而且旋翼的技术问题更为复杂。其次，综述世界上直升机应用的现状及今后发展趋势，包括亚太地区的潜在市场，并分别用图线表示军用和民用直升机从１９９０年－１９９５年的实际年销售量及１９９６年－２０１０年的估计销售量。接着，介绍了美国２１世纪的军民两用直升机的经济、技术指标以及目前在空气动力学／动力学等方面的研究动态。最后，展望直升机的发展远景，提出直升机既是一种“万用”，又是一种“万岁”的交通运输工具的观点，并指出我国发展直升机在宣传中和技术方面应做的努力和兴旺的前途。

关键词：直升机旋翼发展交通运输工具综述

基于CFD/Kirchhoff方法的直升机旋翼高速脉冲噪声模拟分析

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计算物理 2006年第2期23卷 137-143页

作者：招启军徐国华王适存南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室江苏南京210016

将三阶迎风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,以改进二阶中心差分格式导致较大尾迹数值耗散的不足,建立了基于N-S方程和嵌套网格技术的旋翼流场求解方法,提高了CFD/Kirchhoff方法中流场信息计算的准确性.在流场求解的基础上,提出了一... 详细信息

将三阶迎风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,以改进二阶中心差分格式导致较大尾迹数值耗散的不足,建立了基于N-S方程和嵌套网格技术的旋翼流场求解方法,提高了CFD/Kirchhoff方法中流场信息计算的准确性.在流场求解的基础上,提出了一种谐波展开分析方法,基于该方法,Kirchhoff公式中的被积函数可解析表达,从而简化了获得Kirchhoff公式中被积函数的插值方法,提高了插值效率和精度.用上述方法对旋翼跨音速流场的高速脉冲(HSI)噪声进行了预测,计算结果与实验数据一致;同时对高速脉冲噪声在不同桨尖马赫数时和不同方向观测点上的特点进行了计算和分析.结果表明:旋翼高速脉冲噪声具有很强的指向性,在桨盘平面内噪声最大,在桨盘下方,随着与桨盘平面的夹角增加,噪声的脉冲迅速减弱.

关键词：旋翼噪声高速脉冲噪声计算流体力学 Kirchhoff方法直升机

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前飞状态直升机旋翼的自由尾迹计算

南京航空航天大学学报 1997年第6期29卷 648-653页

作者：徐国华王适存南京航空航天大学直升机技术研究所

应用时间步进方法，建立了一个前飞旋翼的全展自由尾迹模型。该模型采用圆弧涡元作为基本涡元，并依据自由尾迹涡线确定远尾迹形状以使远尾迹更接近实际和自由。为表明方法的有效性，分别以ＵＨ－１和Ｈ－３４两种直升机旋翼为算例，计... 详细信息

应用时间步进方法，建立了一个前飞旋翼的全展自由尾迹模型。该模型采用圆弧涡元作为基本涡元，并依据自由尾迹涡线确定远尾迹形状以使远尾迹更接近实际和自由。为表明方法的有效性，分别以ＵＨ－１和Ｈ－３４两种直升机旋翼为算例，计算了不同前飞状态的自由尾迹形状，展示出小速度时尾迹畸变和叶尖涡卷绕的重要特征。在此基础上，应用自由尾迹分析，对前飞桨叶气动载荷进行了计算，分析了计及尾迹畸变对改进载荷计算的作用。

关键词：尾流自由涡直升机空气动力载荷前飞

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美国直升机气动研究见闻

国际航空 1990年第8期 21-22页

作者：王适存

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直升机旋翼尾迹研究的进展

航空学报 1990年第3期11卷 A113-A119页

作者：楼武畺王适存南京航空学院

通过对直升机旋翼尾迹分析方法现状的考查,提出相应于“自由尾迹”的“约束尾迹”概念,设想了在约束条件限制下进行尾迹分析的一类新方法——约束尾迹分析法。其基本点在于通过实验分析,建立可靠的尾迹约束条件,既可克服预定尾迹分析的... 详细信息

通过对直升机旋翼尾迹分析方法现状的考查,提出相应于“自由尾迹”的“约束尾迹”概念,设想了在约束条件限制下进行尾迹分析的一类新方法——约束尾迹分析法。其基本点在于通过实验分析,建立可靠的尾迹约束条件,既可克服预定尾迹分析的局限性,又可克服自由尾迹分析过于理想化的缺点。其目的是减少计算量,提高计算结果的可靠性。

关键词：直升机旋翼尾迹涡流空气动力学

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共轴式双旋翼气动特性的固定尾迹分析

南京航空航天大学学报 1997年第6期29卷 708-711页

作者：王平王适存郭才根南京航空航天大学直升机技术研究所

对经典的儒氏旋翼涡系模型作了一些修正，建立了悬停状态下共轴式旋翼的固定尾迹模型，对双旋翼之间的气动干扰问题开展了理论研究和实验研究，最后，将理论结果与实验结果进行了比较、分析，证明了理论方法的正确性，并获得了一些重要... 详细信息

对经典的儒氏旋翼涡系模型作了一些修正，建立了悬停状态下共轴式旋翼的固定尾迹模型，对双旋翼之间的气动干扰问题开展了理论研究和实验研究，最后，将理论结果与实验结果进行了比较、分析，证明了理论方法的正确性，并获得了一些重要结论。

关键词：直升机旋翼空气动力学共轴式旋翼尾迹

Experimental and Analytical Investigation on Aerodynamic Characteristics of Helicopter Scissors Tail Rotor

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Chinese Journal of Aeronautics 2001年第4期14卷 193-199页

作者：徐国华王适存赵景根 Institute of Helicopter Technology Nanjing Univ. of Aero. and Astro. Nanjing 210016 China

An experimental and analytical investigation on the aerodynamic characteristics of a helicopter scissors tail rotor has been made. The experiments are carried out on a model rotor rig and the variations of the rotor thrust and torque with scissors angles are investigated. The effects of two different configurations, i.e., Configuration L in which the lower blade is in front of the upper blade and Configuration U in which the upper blade is in front of the lower blade, on rotor performance are compared. The experimental results have shown that the thrust for Configuration L is greater than that for Configuration U, and the strong blade-vortex interaction may occur at some scissors angles. A free-wake analytical model is then developed for predicting the aerodynamic characteristics of a scissors tail rotor and validated by numerical examples. By using the model, the blade induced velocity, lift distribution and tip vortex displacement of the scissors rotor are calculated. Based upon the calculations, the variations of the thrust with scissors angles in the experiments are analyzed and the strong blade-vortex interaction occurring in the experiments is explained. Finally, several conclusions are presented.

关键词： Aerodynamics Flow interactions Mathematical models Vortex flow Wakes

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后掠桨尖旋翼气弹响应及载荷分析

南京航空航天大学学报 1998年第1期30卷 52-58页

作者：杨卫东张呈林王适存南京航空航天大学飞行器系

以动力学模型和气动模型相匹配为原则，建立了后掠桨尖旋翼的细致气弹模型。结构模型考虑了旋翼桨叶的偏置、预锥、预掠、预扭以及桨尖的后掠、下反等多种旋翼参数。气动模型计入了旋翼尾迹诱导的不均匀入流，分析了不同桨尖后掠角对旋... 详细信息

以动力学模型和气动模型相匹配为原则，建立了后掠桨尖旋翼的细致气弹模型。结构模型考虑了旋翼桨叶的偏置、预锥、预掠、预扭以及桨尖的后掠、下反等多种旋翼参数。气动模型计入了旋翼尾迹诱导的不均匀入流，分析了不同桨尖后掠角对旋翼气弹响应及桨毂载荷的影响。数值结果表明，桨尖后掠对扭转响应影响较大，对挥舞响应影响较小。适当的桨尖后掠有助于降低桨毂垂直振动载荷。配置合理的气弹模型有助于提高载荷预估精度。

关键词：直升机旋翼后掠桨尖气动弹性载荷尾流

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低振动旋翼桨叶的动力学优化设计

航空动力学报 1996年第2期11卷 125-128页

作者：向锦武张呈林王适存北京航空航天大学南京航空航天大学

从工程应用的角度，在桨叶气动外形参数和桨毂型式确定的情况下，探讨在设计阶段如何通过设计参数的选择设计桨叶使桨根切力最小，从而降低直升机相应的振动水平。研究了３种情况的桨叶设计：（１）控制桨叶的固有频率；（２）控制桨叶... 详细信息

从工程应用的角度，在桨叶气动外形参数和桨毂型式确定的情况下，探讨在设计阶段如何通过设计参数的选择设计桨叶使桨根切力最小，从而降低直升机相应的振动水平。研究了３种情况的桨叶设计：（１）控制桨叶的固有频率；（２）控制桨叶挥舞一阶振型节点位置；（３）振动水平指数最小。在分析比较的基础上给出了既能降低桨根切力减小直升机相应振动水平又能改善桨叶疲劳状况的桨叶动力学优化设计方法。

关键词：直升机动力学分析振动旋翼桨叶优化设计