復(fù)合式高速直升機若干關(guān)鍵技術(shù)研究.pdf

1、本文以復(fù)合式高速直升機為研究對象，采用理論與試驗相結(jié)合的方法，對復(fù)合式高速直升機的高前進比旋翼的氣動特性、低速飛行狀態(tài)下的旋翼/機翼氣動干擾、涵道風(fēng)扇矢量推進系統(tǒng)的氣動特性以及復(fù)合式高速直升機的操縱策略等關(guān)鍵技術(shù)問題進行了研究。
　　 提出一種前進比高達0.8的旋翼氣動特性分析方法。該方法針對高前進比旋翼反流區(qū)嚴(yán)重的特點，建立了包括前行槳葉壓縮性、后行槳葉嚴(yán)重失速效應(yīng)和槳葉偏流作用的旋翼氣動力模型以及與之相適應(yīng)的時變非均布旋翼誘

2、導(dǎo)速度模型和槳葉非定常揮舞運動模型。應(yīng)用該方法，以H-34旋翼為例計算了該旋翼在高前進比狀態(tài)下的氣動性能，并與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)進行對比驗證，結(jié)果合理。在此基礎(chǔ)上，進一步分析了反流區(qū)對高前進比旋翼氣動特性以及對槳葉剖面迎角和升力、阻力系數(shù)分布的影響。
　　 從理論和實驗兩方面對復(fù)合式高速直升機懸停及小速度前飛狀態(tài)的旋翼/機翼氣動干擾進行研究。建立了適合復(fù)合式高速直升機旋翼/機翼氣動干擾研究的理論方法，該方法考慮旋翼尾跡渦的粘性效應(yīng)和畸

3、變效應(yīng)以及槳尖渦卷起效應(yīng)的旋翼自由尾跡模型，用源面元和偶極子面元建立機翼模型，以計入機翼厚度和升力效應(yīng)。在實驗研究中，通過復(fù)合式高速直升機的模型風(fēng)洞試驗，研究懸停以及小速度前飛狀態(tài)下旋翼與機翼之間的氣動干擾，發(fā)現(xiàn)機翼對旋翼的氣動干擾與旋翼槳盤載荷、旋翼/機翼相對距離及風(fēng)速大小有關(guān)，而旋翼對機翼的氣動干擾效應(yīng)不僅與旋翼的槳盤載荷、旋翼/機翼相對距離及風(fēng)速大小有關(guān)，而且與機翼后緣襟副翼的偏角大小(反映機翼彎度)有關(guān)。最后用試驗結(jié)果驗證理論方

4、法。
　　 以動量理論、葉素理論和渦流理論為基礎(chǔ)，建立了涵道風(fēng)扇矢量推進系統(tǒng)的風(fēng)扇、涵道以及舵面氣動模型，并針對斜流引起涵道唇口的不對稱繞流，提出了斜流狀態(tài)涵道產(chǎn)生氣動力矩的建模方法，形成了涵道風(fēng)扇矢量推進系統(tǒng)的氣動特性分析模型。并用試驗數(shù)據(jù)對理論計算結(jié)果進行驗證。
　　 最后，通過復(fù)合式高速直升機在穩(wěn)態(tài)飛行狀態(tài)的操縱策略研究操縱冗余問題。以復(fù)合式高速直升機UH-60L/VTDP為樣機，建立飛行動力學(xué)模型，采用二次序列規(guī)

5、劃的優(yōu)化方法對懸停至370km/h高速飛行的各種狀態(tài)進行配平優(yōu)化，得到復(fù)合式高速直升機在不同速度下穩(wěn)定飛行的操縱量、姿態(tài)及升力與推力隨飛行速度的變化關(guān)系。結(jié)果表明，在懸停小速度時，復(fù)合式高速直升機主要由旋翼來提供升力和推進力，矢量推進系統(tǒng)起到類似于直升機尾槳的提供反扭矩的作用；隨著飛行速度的增加，旋翼逐步卸載，機翼逐步承載，最大速度時旋翼只承擔(dān)約40％的升力，而機翼承擔(dān)了約60％的升力，且推力幾乎完全由推進器來承擔(dān)，解決了復(fù)合式高速直升