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旋翼/机翼气动干扰对复合式直升机性能影响

北京航空航天大学学报 2023年第7期49卷 1761-1771页

作者：杨克龙韩东南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

为研究旋翼/机翼气动干扰对双螺旋桨推进复合式直升机的高速飞行性能的影响,建立一种可快速预测复合式直升机飞行性能的模型,以加装机翼和螺旋桨的AS365N“海豚”直升机为样例,分析了400 km/h高速飞行时,旋翼/机翼气动干扰对全机飞行性... 详细信息

为研究旋翼/机翼气动干扰对双螺旋桨推进复合式直升机的高速飞行性能的影响,建立一种可快速预测复合式直升机飞行性能的模型,以加装机翼和螺旋桨的AS365N“海豚”直升机为样例,分析了400 km/h高速飞行时,旋翼/机翼气动干扰对全机飞行性能的影响及机理,并探讨了用副翼操纵配平气动干扰引起的机翼滚转力矩时,全机功率的变化规律。研究表明:气动干扰增加了机翼的诱导速度,导致机翼的升力系数降低、阻力系数增加。在旋翼不对称涡系的作用下,位于旋翼前行侧下机翼的诱导速度和升阻力系数变化比后行侧的更显著。气动干扰导致机翼升力分配从80.00%降低至71.59%,旋翼升力分配从20.04%增加至28.48%。旋翼、螺旋桨和全机功率分别增加了16.60%、1.86%和3.76%。气动干扰使机翼滚转力矩增加、旋翼滚转力矩减小,利于全机配平,但会增加全机功率。用副翼操纵来平衡由气动干扰引起的机翼滚转力矩时,旋翼侧向周期变距和阻力减小,降低了全机功率。

关键词：复合式直升机气动干扰飞行性能功率旋翼机翼

Durbin法在阻尼梁动响应求解中的运用分析

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北京航空航天大学学报 2022年第1期48卷 67-78页

作者：张夏阳张凯招启军王博南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

运用铁木辛柯梁理论和K-V阻尼理论,研究了非比例阻尼梁在冲击载荷作用下的频域振动求解方法。推导采用了传统拉普拉斯正变换和基于Durbin公式的拉普拉斯反变换策略(统称拉普拉斯法),发展了阻尼梁系统的动力学方程解法。拉普拉斯法的推... 详细信息

运用铁木辛柯梁理论和K-V阻尼理论,研究了非比例阻尼梁在冲击载荷作用下的频域振动求解方法。推导采用了传统拉普拉斯正变换和基于Durbin公式的拉普拉斯反变换策略(统称拉普拉斯法),发展了阻尼梁系统的动力学方程解法。拉普拉斯法的推演同时涵盖了3种典型的梁边界条件,具有广泛的适用性。数值法的验证采用了特殊构造的比例阻尼点条件,并与基于模态叠加法的求解结果进行了对比分析,且数值算例充分考虑了数值参数和系统参数的影响。计算结果表明:在不同边界条件和受载状态下,拉普拉斯法与模态叠加法均能合理地计算出基本阻尼梁系统的动响应曲线,且两者的求解精度保持在同一量级;同时,捕捉到拉普拉斯法的求解精度会受到系统长细比等参数的影响。拉普拉斯法具有比传统实、复模态叠加法更易操作的特性,但其精度受到了算法固有参数和阶跃外载型式的影响,稳定性仍需进一步提高。

关键词：结构力学拉普拉斯变换 Durbin法 K-V阻尼梁动响应

倾转旋翼机短舱倾转策略对驾驶员操纵负荷的影响

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航空动力学报 2023年第8期38卷 1889-1900页

作者：余新陈仁良南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

关注XV-15倾转旋翼机从直升机模式到飞机模式转换机动中驾驶员操纵负荷和飞行器运动状态。为得到转换机动过程中的驾驶员操纵和飞行器运动状态,提出一种综合考虑多影响因素的转换机动研究方法。将转换机动构造成一恰当的非线性最优控制... 详细信息

关注XV-15倾转旋翼机从直升机模式到飞机模式转换机动中驾驶员操纵负荷和飞行器运动状态。为得到转换机动过程中的驾驶员操纵和飞行器运动状态,提出一种综合考虑多影响因素的转换机动研究方法。将转换机动构造成一恰当的非线性最优控制问题,并将转换耗时、驾驶员操纵负荷、操纵分配、需用功率和飞行姿态构成优化目标。在约束中不仅考虑动力学约束中的轨迹和操纵限制,还包含倾转走廊和飞行高度方面的安全条件。结合小波分析来评估转换机动最优解中的驾驶员操纵负荷,并讨论不同短舱倾转策略对驾驶员操纵负荷和飞行器运动状态的影响。结果表明:为缓解驾驶员操纵负荷和飞行姿态变化,在转换机动中,短舱应从悬停开始以低速率倾转,到达一定速度后调整为正常速度。提出的优化方法可辨识不同短舱倾转策略的优劣。

关键词：倾转旋翼机转换机动驾驶员操纵负荷短舱倾转策略倾转路径小波分析

吊挂飞行对重型直升机空中共振稳定性的影响机理分析

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航空学报 2023年第16期44卷 147-157页

作者：王洛烽陈仁良南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

飞行员驾驶重型直升机完成飞行任务时,可能出现与机体弹性变形有关的空中共振问题,且在吊挂飞行时会加剧,因此通过刚弹耦合建模与分析指出了重型直升机吊挂飞行时可能导致空中共振的3个耦合模态:旋翼摆振前进型-机体垂向弯曲耦合模态;旋... 详细信息

飞行员驾驶重型直升机完成飞行任务时,可能出现与机体弹性变形有关的空中共振问题,且在吊挂飞行时会加剧,因此通过刚弹耦合建模与分析指出了重型直升机吊挂飞行时可能导致空中共振的3个耦合模态:旋翼摆振前进型-机体垂向弯曲耦合模态;旋翼-机体-吊索耦合模态;摆振后退型-机体滚转耦合模态。研究了这3个耦合模态对重型直升机空中共振稳定性的影响机理。分析结果表明:第1个耦合模态在重载吊挂悬停时最容易导致空中共振,而第2个耦合模态在轻载吊挂飞行时对空中共振稳定性影响最大,它们都会涉及旋翼摆振运动与机体垂向弯曲变形的耦合,但第2种会出现明显的吊索伸缩运动;第3个耦合模态会导致空中共振稳定裕度在重载吊挂时降低18%。

关键词：重型直升机直升机吊挂系统直升机飞行动力学空中共振刚弹耦合稳定性

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射流主动流动控制对舰船甲板流场的影响

哈尔滨工业大学学报 2023年第4期55卷 26-34页

作者：赵嘉琛韩东于雷直升机旋翼动力学国家级重点实验室(南京航空航天大学) 南京210016 中山大学航空航天学院广州510006

随着舰船的发展和大量应用,舰船甲板流场的分析与控制的重要性进一步凸显出来。为改善舰船甲板流场,提出了一种新型的基于射流装置的主动流动控制方法,并以直升机桨盘位置为例分析了不同射流装置参数对于直升机桨盘流场优化的效果。首... 详细信息

随着舰船的发展和大量应用,舰船甲板流场的分析与控制的重要性进一步凸显出来。为改善舰船甲板流场,提出了一种新型的基于射流装置的主动流动控制方法,并以直升机桨盘位置为例分析了不同射流装置参数对于直升机桨盘流场优化的效果。首先基于Navier-Stokes方程建立了舰载直升机甲板流场的数值模型,以研究基于射流主动流动控制对舰船甲板流场的影响。然后该方法选取k-ε湍流模型,并通过算例验证了方法的有效性。最后模拟得到添加射流装置的舰船甲板流场流线与速度分布,结合流场信息对旋翼受力的影响对比分析了加装射流装置对舰船甲板流场的流动控制作用。结果表明:上射流的添加可以使得甲板流场中回流区的影响范围减小,从而使得桨盘流场速度梯度减小;桨盘流场速度梯度的减小可以有效降低旋翼气动力变化和响应水平;不同的来流角下添加上射流装置均能通过控制甲板流场从而减小响应,提高直升机的安全性。射流速度对流场控制效果影响显著,应结合射流装置安装位置选取最优射流速度从而达到较好的控制效果。

关键词：舰载直升机甲板流场数值模拟射流主动流动控制

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旋翼轴用Ni-AlO-PTFE复合镀层的制备与摩擦学性能

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安徽工业大学学报(自然科学版) 2024年

作者：刘李孙炫琪陈子豪戴庆文黄巍王晓雷中国航发湖南动力机械研究所南京航空航天大学机电学院

针对国内航空传动系统翻修间隔短的不足，以硬质颗粒Al2O3和润滑材料PTFE作为微粒，采用电刷镀技术在旋翼轴常用过渡层金属材料T2紫铜片表面，制备Ni-Al2O3，Ni-PTFE，Ni-Al2O3-PTFE复合镀层，采用扫描电镜、显微硬度仪表征分析镀层微... 详细信息

针对国内航空传动系统翻修间隔短的不足，以硬质颗粒Al2O3和润滑材料PTFE作为微粒，采用电刷镀技术在旋翼轴常用过渡层金属材料T2紫铜片表面，制备Ni-Al2O3，Ni-PTFE，Ni-Al2O3-PTFE复合镀层，采用扫描电镜、显微硬度仪表征分析镀层微观形貌、元素含量分布及硬度；采用自制的销盘式摩擦磨损试验机对镀层试样进行摩擦磨损试验，探究镀层摩擦学性能及其磨损机理。结果表明：随Al2O3颗粒含量的提高，Ni-Al2O3-PTFE复合镀层表面微晶单元尺寸减小，硬度提高，Ni-Al2O3-PTFE (3∶1)显微硬度最大为236 HV，相比于Ni-PTFE复合镀层提升约66%；Ni-Al2O3-PTFE复合镀层结合了Al2O3和PTFE两者的优势，在具有减摩的同时，还具有良好的耐磨性能，Ni-Al2O3-PTFE (1∶1)复合镀层的减摩性能最优，相比于Ni-Al2O3其摩擦系数降低约52%；Ni-Al2O3-PTFE (3∶1)复合镀层的耐磨性能最优，相比于Ni-PTFE其磨损率降低约85%；Ni-Al2O3-PTFE复合镀层的磨损形式主要是机械磨损，存在轻微的氧化磨损和黏着磨损，复合镀层表面微凸体塑性变形可为摩擦表面提供润滑膜，其中PTFE是自润滑颗粒，Al2O3颗粒在镀层中起到支撑与强化的作用，保护镀层免受磨损。

关键词：航空传动系统旋翼轴复合镀层 Al O PTFE 电刷镀摩擦磨损

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适于直升机飞行仿真的高原大气紊流模型

航空学报 2022年第7期43卷 244-254页

作者：吉洪蕾苏俊杰陈仁良孔卫红重庆大学航空航天学院重庆400044 南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

发展了一种适于直升机飞行仿真的高原大气紊流模型。首先,考虑地形地貌、大气层结、平均风速廓线的影响,给出高原大气紊流的功率谱密度模型及其统计特性参数,采用最小二乘法建立有理形式的高阶紊流成型滤波器,并采用零极点匹配法将其离... 详细信息

发展了一种适于直升机飞行仿真的高原大气紊流模型。首先,考虑地形地貌、大气层结、平均风速廓线的影响,给出高原大气紊流的功率谱密度模型及其统计特性参数,采用最小二乘法建立有理形式的高阶紊流成型滤波器,并采用零极点匹配法将其离散形成时域紊流速度生成算法。在此基础上,采用协方差矩阵Cholesky因子分解的线性变换法建立空间相关的大气紊流成型滤波器,采用“冻结场”假设沿飞行速度方向扩展,形成覆盖直升机各气动面的三维空间大气紊流模型。最后,将上述紊流模型集成到已有直升机飞行动力学模型并进行非线性仿真验证。结果表明,该模型能够准确捕捉高原地形地貌、大气层结、风速廓线等因素对大气紊流速度的影响;集成大气紊流的飞行动力学模型能够准确捕捉大气紊流对直升机运动的动态干扰特性。

关键词：直升机高原大气紊流飞行动力学飞行仿真

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基于飞行特性的倾转旋翼机变直径方案研究

南京航空航天大学学报 2023年第2期55卷 193-201页

作者：李健朱清华王昊吴远航南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机,通过对其飞行特性进行仿真,可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型,并对样机进行仿真计算。根据参数... 详细信息

变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机,通过对其飞行特性进行仿真,可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型,并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响,规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略,得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R,最佳变直径时机为:360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程,250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。

关键词：倾转旋翼机变直径旋翼飞行性能飞行动力学

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翼型动态失速气动力二次峰值数值模拟研究

南京航空航天大学学报 2022年第2期54卷 191-202页

作者：井思梦赵国庆招启军南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU⁃SGS隐式格式和Roe⁃MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态... 详细信息

为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU⁃SGS隐式格式和Roe⁃MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟,计算结果与试验数据吻合良好,验证了数值模拟方法的准确性。然后,通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究,揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后,开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明,动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素;翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化,使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小,二次峰值位置有规律地前移或后移。

关键词：翼型动态失速二次峰值动态失速涡后缘涡翼型外形