旋翼/涵道风扇共轴式无人直升机操稳特性研究

考虑旋翼下洗气流影响及涵道环括作用,将Pitt/Peter动态入流模型推广到旋翼/涵道风扇升力系统建模中,结合风扇/涵道机身组合吹风试验数据,建立了实用的旋翼/涵道风扇共轴式无人直升机全量数学模型.以据非线性模型得到的小扰动模型为基础,深入研究了旋翼/涵道风扇共轴式无人直升机不同前飞速度下的飞行动力学特性,包括稳定特性、操纵响应特性及耦合特性,并与常规布局直升机进行了对比.分析结果表明,旋翼/涵道风扇共轴式在横航向运动模态的稳定特性及操纵响应的耦合特性上具有明显区别于常规布局直升机的飞行动力学特性.所得结论与该型直升机实际飞行特性一致.     

共轴双旋翼悬停地面效应分析

共轴双旋翼直升机在近地悬停时存在复杂的旋翼/旋翼/地面干扰效应.为分析近地悬停时共轴双旋翼流场及拉力变化,发展一种共轴双旋翼悬停地面效应计算方法.首先,分别采用升力面法和面元法模拟桨叶和地面对流场的作用,使用三阶精度时间步进格式进行桨叶尾迹计算,并在尾迹迭代过程中引入"等体积"法修正尾迹.然后,运用模型得到共轴双旋翼无地效的诱导速度分布和单旋翼地面效应下的拉力增益并与试验结果对比,验证方法的合理性.最后,基于算例,分析了共轴双旋翼在地面效应悬停状态下的特性,包括尾迹及流场特点、诱导速度与拉力分布、旋翼间干扰和拉力增益.结果表明:悬停地面效应下共轴双旋翼的尾迹发生卷起并径向扩展,其桨盘平面的诱导速度由上旋翼、下旋翼和地面共同引起;分析也表明了悬停地面效应下共轴双旋翼桨盘平面诱导速度及桨叶拉力分布更均匀,在相同功率下,共轴双旋翼的地面效应拉力增益大于同实度单旋翼的拉力增益.     

涵道风扇气动特性影响因素数值计算研究

以某涵道风扇系统模型为研究对象,基于滑移动网格技术,建立了非定常气动力计算方法,并用风洞试验对其进行了验证分析。并在此基础上计算分析了影响涵道风扇系统气动特性的黏性效应、桨-涵道间隙以及桨盘位置等因素。结果表明,黏性效应代表了桨尖和涵道之间附面层干扰的大小,考虑黏性效应能够提高气动力计算的准确性;桨-涵道间隙决定了螺旋桨影响涵道的效果,间隙越小,影响越大,在涵道产生的附加拉力越大;桨盘位置则决定了进入螺旋桨的流场品质和桨-涵道间隙,合理的位置应保证涵道截面对气流的整流效果最佳且间隙符合设计要求。     

基于模糊逻辑方法的涵道风扇飞行器非定常气动力建模及应用

为研究涵道风扇飞行器过渡阶段飞行特性,使用CFD方法,通过叶素理论和滑移网格技术,求解涵道风扇飞行器定常状态气动力及俯仰非定常状态气动力,并计算了升降舵偏角对气动力的影响。将CFD计算数据作为训练样本,使用模糊逻辑方法建立了涵道风扇飞行器纵向非定常气动力模型,该模型考虑了涵道风扇飞行器俯仰运动时的非定常效应及气动力与发动机转速的耦合效应,对涵道风扇飞行器非定常气动力具有较高精度的描述。使用该模型求解涵道风扇飞行器六自由度方程,进行时域仿真,仿真结果表明涵道风扇飞行器高度和速度的指令跟踪性能良好,低速飞行性能良好,过渡阶段姿态稳定。     

垂直起降固定翼飞翼布局无人机过渡飞行纵向稳定性研究

针对由两个主涵道风扇和一个前涵道风扇组成垂直升力部件的垂直起降固定翼飞翼布局无人机,估算出风扇推力和喷流/机翼的诱导气动力,考虑到过渡飞行过程的气动干扰明显和配平控制量变化较大的影响,并且为了防止无人机进入失效陡壁,提出一种预置飞行迎角加速到安全速度后,先关闭主涵道再关闭前涵道风扇的过渡飞行控制策略,分析了无人机平飞速度、涵道风扇入口来流、出口喷流对配平和过渡飞行纵向稳定性的影响,得到了涵道风扇的作用减小了过渡飞行的短周期稳定性、增加了长周期的阻尼的结论.     

非对称布局形式的涵道尾桨气动特性

针对现行涵道尾桨无法提供升力的缺点,提出一种非对称布局形式的涵道尾桨结构。通过理论分析和数值模拟的方法,对该涵道尾桨的拓扑结构进行气动性能研究,得出涵道尾桨升力、拉力和扭矩分别与飞行速度和开口角有关的结论。对称结构和非对称结构的涵道尾桨气动特性对比结果表明:该非对称布局的涵道尾桨不仅可以产生较大的轴向拉力,对飞行器姿态进行操纵,而且还产生一定的径向力,为飞行器提供额外的升力。总之,该非对称布局的涵道尾桨具有一定的可行性和应用价值。     

涵道式垂直起降固定翼无人机纵向稳定性研究

针对涵道式垂直起降固定翼无人机飞行过程中的悬停和过渡2个飞行状态,进行了纵向飞行稳定性研究。根据叶素动量理论结合实验数据,建立了基于特征截面计算的共轴双旋翼涵道气动力模型和推力涵道气动力模型,模型参数依照实验数据进行辨识;根据六自由度方程建立带推力涵道偏转的无人机飞行动力学模型;以建立的模型方法对案例无人机进行了悬停和过渡状态的纵向平衡求解和稳定性分析,并与悬停实验结果进行了比较。结果显示所建结合涵道动力模型的无人机飞行动力学模型能够准确地描述此类飞行器的纵向飞行稳定性。     

基于P-PID控制器对共轴双旋翼飞行器的姿态控制

针对共轴双旋翼飞行器的姿态控制传统PID算法效果不理想,难以获得满意的控制效果,设计了P-PID控制器实现飞行器姿态控制。利用串级PID对共轴双旋翼飞行器的角度、角速度进行控制。仿真实验和飞行试验表明,算法满足飞行器系统的设计要求,验证了算法的可行性。     

桨尖开孔参数对旋翼流场特性的影响研究

采用CFD数值模拟方法开展了基于桨尖开孔的旋翼桨尖涡抑制研究,重点分析了开孔位置、数目、直径等参数对桨尖涡结构和旋翼气动性能的影响。旋翼流场数值模拟通过求解旋转坐标系下的Navier-Stokes方程,采用格点格式的有限体积法,结合非结构重叠网格技术。无黏通量计算采用二阶中心格式加人工耗散,湍流模型采用Spalart-Allmaras模型。数值研究表明:桨尖开孔的位置对桨尖涡削弱效果的影响很小;开孔数目越多,孔径越大,桨尖涡的削弱效果越好;开孔旋翼的升力系数较无开孔构型小幅增加,而功率系数则较大幅度增加。     

转捩过程对旋翼悬停模拟的影响分析与研究

悬停状态是考察旋翼整体气动性能的重要状态之一。随着计算机技术及CFD技术的发展,基于“第一性原理”的数值模拟方法越来越多地被用于评估旋翼悬停性能。在使用基于RANS方程的数值模拟方法进行固定翼飞行器定常计算时,流动转捩现象对某些特定状态下流场及气动特性会产生巨大影响,因此在进行固定翼设计时要考虑流动转捩现象。然而转捩过程是否同样会影响旋翼非定常气动流场及气动特性,国内研究较少,因此有必要研究转捩过程对旋翼流场数值模拟的影响,为旋翼类飞行器的设计及评估提供参考。采用美国航空航天学会旋翼悬停工作组提出的PSP旋翼标模,利用结构化动态嵌套网格技术,在大拉力悬停和小拉力悬停状态下,分别进行全湍流模拟和转捩模拟计算并与试验结果进行了对比。对比结果显示,文中所采用的数值求解器对旋翼悬停效率的计算误差在5%之内。在考虑流动转捩后,由于桨叶表面存在层流区域,计算所得旋翼悬停效率高于全湍流假设下的预测值,而桨叶表面的层流区域与旋翼拉力大小有关。在流动转捩发生的区域,转捩过程会对桨叶截面压力分布以及桨叶展向扭矩分布产生明显影响,同时桨叶表面出现明显的流动分离现象。对于桨叶展向拉力分布和桨盘下方旋翼尾迹桨尖...     

小型涵道式无人机的研究进展

结合涵道式无人机发展现状阐述涵道式无人机的优点,对无人机飞行机理进行分析,结合动力学分析建立涵道式飞行器的数学模型,设计控制器并进行了飞行试验.结果表明:涵道风扇布局飞行器具有较好的悬停性能,在悬停和小角度机动时,各通道之间的耦合可以忽略不计.     

无空化导管桨的极限效率分析

为提高导管螺旋桨的推进效率,改善水下潜器的续航力,采用数值方法对19A/Ka4系列导管螺旋桨在不同长径比、直径比、螺距比和盘面比下的流场进行了模拟.对不同参数下导管螺旋桨的推力、扭矩和效率进行了分析,得出了导管长径比对性能几乎没有影响,但从流场观察来看,长径比增大使梢涡涡核压力提升,增大了空泡数;减小导管内外壁直径比和螺旋桨盘面比,都会使导管桨的效率提高,而推力系数和扭矩系数略有减小.螺距比对导管螺旋桨效率的影响与传统桨类似,随着螺距比的增大,其最高点效率逐渐增大,而后几乎不变.在限定了盘面比和直径比范围的前提下,对该系列导管螺旋桨的极限效率进行了探索.结果表明,该系列导管螺旋桨的最高效率出现在最小盘面比和较小直径比的情况下.     

Numerical Study on Aerodynamic Characteristics of Ducted Fan Aircraft

Based on investigations into the flow field of ducted fan aircrafts,structural parameters of duct are quantified.A three-dimensional model is established for numerical simulation,and adaptive Cartesian grid is used to mesh the model in order to improve calculation speed and solution accuracy.Three-dimensional Navier-Stokes equations are brought in to analyze different duct styles.Generalization of simulation results leads to several conclusions in duct aerodynamics to help design ducted fan aircrafts.     

扇翼飞行器短距起飞性能

为验证扇翼飞行器超短距起飞特性及大载荷特性.以某型6 kg级扇翼飞行器为研究对象,在分析其结构特点和飞行原理的基础上,根据该飞行器在地面与空中的受力情况,建立了扇翼飞行器的纵向模型,使地面滑跑段与空中段有效衔接,并通过数值仿真,对比分析了升降舵偏转量、重心位置、扇翼转速以及载荷量对扇翼飞行器起飞滑跑距离的影响.仿真结果表明:空载时起飞滑跑距离最短;在起飞过程中需要保持升降舵上偏最大角度;重心位置越靠近扇翼力作用点,起飞滑跑距离越短;在这些因素固定的情况下配合适当扇翼转速,最终获得该样机不到9 m的最短起飞滑跑距离.通过对比分析,良好的起飞性能需要几个因素的配合设置.     

A flight experimental platform for synchrophasing control based on a small propeller UAV

Turboprop engine has the advantages of high efficiency and high thrust, but it has not been widely used in the civil field because of the noise excited by the low speed propellers. Propeller synchrophasing control is an active noise control method without increasing the weight of the airframe, which can attenuate the noise level in the cabin by controlling the relative phase among multiple propellers. It is generally accepted that altitude and airspeed have a great influence on the noise reduction effect of propeller synchrophasing, but there is no theoretical research about how these two factors affect the noise level. Therefore, flight experiment is considered to be a credible way. However, flight experiments of propeller synchrophasing control in turboprop aircraft have been accomplished in few countries due to enormous cost and inconvenience. An experimental platform of synchrophasing control based on a two-propeller small unmanned air vehicle (UAV) is proposed which can carry out the flight experiment research in a low-cost way. The phase angle sensor, the FOC-based scheme of motor driving, the all-slave synchrophasing control and the coordination between speed and phase difference control are presented in the UAV platform to meet its synchrophasing control precision requirement, experimental results prove that all of them can significantly enhance the performance of synchrophasing control. Noise characteristics of propellers are studied in the flight experiments, the noise predicted by the noise model is highly consistent with the actual measured noise, which verifies that the noise characteristics of small UAV accord with propeller signature theory. Based on the noise model, propeller synchrophasing has a steady effect to minimizing noise in the UAV platform. These show that the UAV platform is a feasible solution for propeller synchrophasing research.     

Influence of Wall Effect on Comprehensive Controllability for Ducted Fan Aircraft

A novel coaxial ducted fan structure aircraft is proposed to enable the aircraft near vertical walls at high altitudes. The state space equation of the system can be obtained by correlation deduction and identification of the whole prototype model. Based on the duct test bench experiment and computational fluid dynamics (CFD) simulation analysis, the expressions between the different distances $d_{\rm{WE}} $ from the rotor center of the prototype to the wall and the thrust, reaction torque, and tilting moment of the system under hovering conditions are obtained. The influence of the wall effect of the prototype is incorporated into the system model to analyze the relationship between distance $d_{\rm{WE}} $ and the comprehensive controllability of the system. The results show that the system comprehensive controllability vector of other channels changes little with the decrease of the distance $d_{\rm{WE}} $, and only the controllability vector of the rolling channel increases significantly. At the same time, the tilting moment also increases significantly, which strengthens the tendency of the prototype to tilt towards the wall.     

导管螺旋桨不同桨叶的叶梢泄露涡分析

为了深入探讨叶梢泄露涡的流动机理,研究了导管螺旋桨中桨叶螺距比与盘面比对叶梢泄露涡的影响,以及不同桨叶中叶梢泄露涡、叶梢负荷与叶梢泄露流三者之间的关联. 采用数值方法对不同桨叶的导管螺旋桨流场进行了模拟分析. 结果表明: 当螺距比增大,叶梢泄露涡逐渐远离桨叶吸力面,涡核空化数降低;当盘面比增大,叶梢泄露涡的轨迹基本不变化,涡核空化数提高; 叶梢泄露流通过与叶梢泄露涡之间的流动剪切作用影响叶梢泄露涡的发展;叶梢泄露流流速受到叶梢负荷的影响,负荷越高的位置,叶梢泄露流的速度也越高．     

垂直/短距起降飞机非线性动力学建模与仿真

垂直/短距起降(V/STOL)飞机具有广泛而高效的军事应用前景.为研究V/STOL飞机复杂的飞行控制问题,需要建立能够准确反映其动态特性且可用于飞行仿真的动力学模型.综合考虑V/STOL飞机的多进气道气流量变化、大迎角非线性和迟滞非定常特性、地面效应和喷气诱导效应等因素的影响,利用线性叠加原理并结合机理建模与经验公式,建立了全面的推进/气动力与力矩模型;在此基础上,基于刚体动力学和运动学原理,推导得到了V/STOL飞机的全状态六自由度非线性数学模型;最后,仿真分析了V/STOL飞机的地面效应和喷气诱导效应引起的动力学变化及其三角翼非定常动力学特性.结果表明:地面效应对V/STOL飞机动力学的影响可以忽略,而近地飞行时的喷气诱导效应会导致较大的升力损失,离地越近损失越大;V/STOL飞机的非定常动力学源于飞机迎角变化所引起的气动力滞环效应,且迎角越大、空速越小,滞环效应越显著,非定常动力学特性越强.所建模型物理意义明确、计算方便,能够较为准确地反映V/STOL飞机的动力学特性,可为其不同飞行模式下的模型简化应用和飞控系统设计提供帮助.