16横列式双旋翼直升机旋翼对机翼的干扰分析-孙浩(8)

螺旋桨干扰对直升机操纵性能的影响直升机是一种多功能的飞行器，具备垂直起降和悬停能力，可以在狭小或者没有跑道的地方起降。

然而，直升机的操纵性能却受到许多因素的影响，其中之一就是螺旋桨干扰。

本文将探讨螺旋桨干扰对直升机操纵性能的影响，并分析一些可能的解决方法。

首先，我们需要了解什么是螺旋桨干扰。

螺旋桨是直升机的主要推进装置，通过旋转产生升力和推力。

然而，由于螺旋桨位于直升机上方，会在其下方形成气流扰动。

这些干扰气流会对直升机的稳定性和操纵性能产生影响。

螺旋桨干扰主要影响直升机的三个方面：操纵力、操纵灵敏度和可操纵极限。

首先是操纵力的影响。

螺旋桨干扰会引起强大的下推力，导致直升机操纵时需要更大的力量才能移动操纵杆。

这不仅增加了飞行员的劳动强度，还可能导致操纵误差。

其次是操纵灵敏度的影响。

螺旋桨干扰会使得直升机的操纵灵敏度下降，即飞行员对操纵杆的动作需要更大的幅度才能产生相同的效果。

这会降低直升机的机动性和敏捷性。

最后是可操纵极限的影响。

直升机在高速和高海拔条件下会遇到受限的操纵性能。

由于螺旋桨干扰的影响，直升机在高速飞行时容易出现抖振和不稳定现象，这限制了直升机的飞行速度和最大高度。

为了解决螺旋桨干扰对直升机操纵性能的影响，可以采取以下几种方法。

首先是优化螺旋桨设计。

通过改变螺旋桨的形状和尺寸，可以减少螺旋桨干扰产生的气流扰动。

例如，采用更高效的螺旋桨设计和材料，可以降低螺旋桨干扰对直升机的影响。

其次是改善直升机的操纵系统。

通过改进飞行控制系统和操纵杆的设计，可以降低操纵力和提高操纵灵敏度。

例如，引入液压或者电动操纵系统可以减小操纵杆的力量需求，增加操纵杆的灵敏度。

此外，合理规划飞行任务和飞行操作也是减少螺旋桨干扰的重要方法。

飞行员可以选择避开螺旋桨干扰较大的飞行区域或时间段，以减少对操纵性能的影响。

同时，飞行员需要密切关注直升机在高速和高海拔条件下的操纵性能，并采取相应的飞行操作策略。

总之，螺旋桨干扰对直升机的操纵性能有着显著的影响。

收稿日期:1998208224;修订日期:1998210220基金项目:航空基础科学基金资助课题 文章编号:100026893(1999)0620489204纵列式及横列式双旋翼流动的N -S 方程模拟及气动特性的研究童自力,孙　茂(北京航空航天大学流体力学研究所,北京　100083)STUDY OF THE AERODY NAM I C PROPERT IES OF TAND E M AND SI D E -B Y -SI D ET W IN -ROT OR CONF IGURAT I ONS B Y NAV IER -ST OKES SI M ULAT I ONTON G Zi 2li ,SUN M ao(Institute of F luid M echanics ,Beijing U niversity of A eronautics and A stronautics ,Beijing 100083,Ch ina )摘　要:通过求解带动量源项的N 2S 方程,模拟了纵列式和横列式双旋翼的流动,给出了两旋翼相互干扰时的流场,特别是桨盘处的下洗速度分布;通过与单旋翼下洗速度分布的比较,分析了双旋翼流场的干扰特性;讨论了此2种双旋翼的气动性能。

关键词:双旋翼;旋翼流场;旋翼性能;加动量源项的N 2S 方程中图分类号:V 211.3 文献标识码:AAbstract :T he 32D incomp ressible N 2S equati ons w ith mom entum source ter m s are so lved to si m ulate the flow fields of tandem and side 2by 2side tw in 2ro to r configurati ons .Induced velocity distributi ons on ro to rp lane ,aerodynam ic p roperties and general flow fields of tw in 2ro to r configurati ons have been compared w ith tho se of single ro to rs ,and the results reveal the aerodynam ic interference betw een tw o ro to rs of the tw in 2ro 2to r .Key words :tw in 2ro to r ;ro to r flow field ;ro to r perfo r m ance ;N 2S equati ons w ith mom entum source ter m s 双旋翼直升机与传统的单旋翼直升机相比,有独特的优点:2个旋翼相逆旋转,产生的反扭矩互相抵消,不需要起平衡作用的尾桨,有效地利用了功率。

基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼机身干扰流场分析
基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼/机身干扰流场分析
针对纵列式双旋翼桨叶的几何特征、运动方式及气动特性,建立了基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼/机身组合流场的数值模拟方法,该方法中采用的非结构网格能综合考虑双旋翼/机身干扰流场特点且满足动量源计算网格要求.通过算例的计算值与试验值的对比,验证了本文方法的有效性,然后采用该方法分析了悬停及前飞状态下纵列式直升机的双旋翼/机身干扰流场特性.
作者：吴林波陈平剑李春华招启军 WU Linbo CHEN Pingjian LI Chunhua ZHAO Qijun 作者单位：吴林波,陈平剑,李春华,WU Linbo,CHEN Pingjian,LI Chunhua(中国直升机设计研究所,景德镇,333001)
招启军,ZHAO Qijun(南京航空航天大学,南京,210016)
刊名：直升机技术英文刊名：HELICOPTER TECHNIQUE 年，卷(期)：2009 ""(3) 分类号：V211.52 关键词：纵列式直升机旋翼机身干扰流场计算流体动力学 CFD。

直升机旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术综述摘要：通过对旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术的研究情况进行概述，介绍高阶谐波控制HHC桨涡干扰噪声主动控制技术的概念及产生过程；然后针对每种技术的发展历程及研究现状进行总结；讨论桨涡干扰噪声主动控制，并结合研究情况指出开展桨涡干扰噪声主动控制研究的关键技术。

关键词：直升机；旋翼；桨涡干扰噪声；主动控制直升机作为有翼面飞行器的一种，其有限长的桨叶在产生升力的同时，在桨尖处也会形成强度较高的集中尾随涡，也称桨尖涡。

在悬停、下降、中小速等飞行状态下，桨尖涡随气流运动会接近、甚至穿过桨盘平面，出现与桨叶靠近相遇的情况，形成特有的“桨一涡干扰”BVI现象。

这种干扰会引起旋翼／机体的强烈振动并辐射出极强的脉冲噪声。

BVI噪声的出现极大限制了直升机在人口密集区的起降使用。

在军事上，噪声大使得直升机过早地暴露目标，对其战场生存形成严重威胁。

一、慨述直升机既可以垂直起降、悬停，又能够向任意方向飞行，这种特有的飞行能力使其在军事和民用领域得到了广泛应用。

旋翼既是直升机的升力面和操纵面，同时也是直升机外部噪声的最主要来源。

按噪声特性分类，旋翼噪声主要包括桨涡干扰BVI噪声、高速脉冲HSI噪声、厚度噪声、载荷噪声和宽带噪声。

其中，BVI噪声是直升机最为典型的噪声类型之一，它是由旋翼桨叶自身产生的尾迹与后续桨叶相互干扰而诱发产生的噪声。

当直升机处于低速斜下降、小速度平飞、机动飞行等状态时，均会产生不同程度的BVI噪声。

BVI噪声一经出现，会显著增大直升机的总体噪声水平，带来严重的环境噪声污染。

因此，如何有效地降低直升机BVI噪声，已成为现代直升机必需解决的主要问题之一。

二、基于HHC的旋翼BVI噪声主动控制早在Steward就提出了HHC的概念，当时利用HHC来减弱桨叶失速并优化旋翼升力分布，以提高直升机的飞行速度 [1]。

之后大量研究者对HHC技术展开了研究，主要工作集中在降低直升机的振动水平上。

第２１卷第３期２０２３年３月动力学与控制学报J O U R N A L O FD Y N AM I C SA N DC O N T R O LV o l ．２１N o ．３M a r２０２３文章编号:１６７２Ｇ６５５３Ｇ２０２３Ｇ２１(３)Ｇ０６９Ｇ００８D O I :１０．６０５２/１６７２Ｇ６５５３Ｇ２０２２Ｇ０４３㊀２０２２Ｇ０２Ｇ１２收到第１稿,２０２２Ｇ０９Ｇ２０收到修改稿．†通信作者E Ｇm a i l :yu z h i h a o ＠n u a a ．e d u ．c n 共轴刚性旋翼低阶动载荷特性分析余智豪†㊀周云(中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,景德镇㊀３３３００１)摘要㊀针对共轴刚性旋翼低阶动载荷问题开展分析研究．建立考虑升力偏置的共轴刚性旋翼气弹配平计算方法,建立含干扰因子的共轴双旋翼气动干扰模型与考虑双旋翼构型的旋翼动力学模型,最终集成共轴双旋翼考虑升力偏置的共轴刚性旋翼气弹配平模型．在分析前进比㊁转速以及升力偏置参数影响下的旋翼低阶挥舞㊁摆振弯矩变化特性中发现:在大前进比状态下,桨根挥舞㊁摆振弯矩大大增加,且均以２/r e v 谐波载荷为主;而施加升力偏置使得挥舞１/r e v 谐波载荷增加,而２/r e v 谐波载荷降低,能整体抑制摆振弯矩．关键词㊀直升机,㊀旋翼,㊀共轴刚性,㊀动载荷中图分类号:V ２１４．３＋２文献标志码:AL o w e rH a r m o n i cL o a dA n a l y s i s o fC o a x i a lR i gi dR o t o r Y uZ h i h a o ㊀Z h o uY u n†(S c i e n c e a n dT e c h n o l o g y o nR o t o r c r a f tA e r o m e c h a n i c sL a b o r a t o r y ,C h i n aH e l i c o pt e r R e s e a r c ha n dD e v e l o p m e n t I n s t i t u t e ,J i n gd e z h e n ㊀３３３００１,C h i n a )A b s t r a c t ㊀A na e r o e l a s t i c t r i mo f a c o a x i a l r i g i d r o t o rw i t h l i f t Ｇo f f s e tw a s d e v e l o p e d a n d a p p l i e d t o a n a l yＧz i n g t h e l o w e r h a r m o n i c l o a do f c o a x i a l r i g i d r o t o r ．T h e s t r u c t u r a l d yn a m i c sm o d e l a n d t h ed o u b l e Ｇr o t o r a e r o d y n a m i c sm o d e l w e r e j o i n t l y u s e d t o d e v e l o p t h e c o a x i a l r i g i d r o t o r s v i b r a t i o n l o a d c o m p u t i n g m e t h Ｇo d ．T h e l o w e r h a r m o n i c l o a d o f b l a d e r o o t f l a p b e n d i n g m o m e n t a n d b l a d e r o o t l a g b e n d i n g mo m e n tw e r e a n a l y z e d i nd e t a i l u n d e r t h e i n f l u e n c e o f a d v a n c e r a t i o ,r o t o r s pe e d a n d l if t o f f s e t ．T h e r e s u l t s s h o wt h a t t h e p r e d o m i n a n t ２/r e v t r e n d i nb l a d e r o o t f l a p b e n d i ng m o m e n t a n de d g eb e n d i n g m o m e n t a thi gha d Ｇv a n c e r a t i o ,a n d t h e p r e d o m i n a n t １/r e v t r e n d i nb l a d e r o o t f l a p b e n d i n g m o m e n t a t h i g h l i f t o f f s e t ,t h e e d g eb e n d i n g m o m e n tw o u l db e s u p p r e s s e d a t h i g h l i f t o f f s e t ．K e y wo r d s ㊀h e l i c o p t e r ,㊀r o t o r ,㊀c o a x i a l r i g i d ,㊀d y n a m i c l o a d 引言一直以来,常规构型直升机都存在着航程短㊁巡航速度低的缺点[１],世界各大直升机研发机构从未停止过探索高速直升机,以突破直升机速度限制,其中采用前行桨叶概念的[２]共轴高速直升机是未来直升机发展的重要方向之一,该构型高速直升机历经几十年发展,目前已突破３７０k m /h 巡航速度,共轴高速直升机也历经X H Ｇ５９A ,X Ｇ２,S Ｇ９７和S B ＞１等多型迭代(S B＞１于２０１９年初实现首动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２３年第２１卷飞[３]),正朝着４００k m/h速度发展．共轴高速直升机是未来直升机发展的重要方向之一．但恶劣的旋翼振动载荷问题也始终给共轴高速直升机研发带来挑战．因其非对称性的流场环境,使得旋翼一直是直升机主要振源,而其中气流分离㊁动态失速以及桨涡干扰等非定常气动问题又引起更为复杂的高阶结构载荷问题[４]．降低旋翼转速,推迟前行侧激波阻力发生是高速直升机实现高速前飞的策略之一,但低转速下的旋翼整体处在大前进比状态,且桨盘后行侧存在大面积反流区现象,桨叶内段经过该区域时会产生高负升力和高阻力,引起周期性脉冲式交变气动载荷,进而引起以２/r e v(基频为旋翼转速频率)为主要频率的挥舞㊁摆振结构载荷[５,６],也使得桨尖挥舞形变也具有２/r e v主要变化特征[７]．升力偏置是高速直升机实现高速前飞的另一大策略,但在高升力偏置下会造成显著的以１/r e v为主要特征的挥舞结构载荷以及桨尖挥舞形变问题[８,９],同时减小双旋翼桨尖间距,存在潜在的安全问题[１０]．X HＧ５９A飞行试验[１１]显示驾驶舱３/r e v(３片桨叶)垂向振动在４６１．７k m/h状态下达到０．５g而横向振动高达０．７５g．XＧ２载荷实测结果也表明桨毂４/r e v(４片桨叶)振动载荷水平在４４４k m/h飞行状态下急剧增加[１２]．在美国德克萨斯州立大学的共轴双旋翼振动载荷试验[１３]中发现上下旋翼桨叶交叉作用最大能引起相当于１０％旋翼拉力静态值和３０％旋翼拉杆载荷静态值的冲击效应．当前共轴刚性旋翼振动载荷分析仍然是动力学研究中的难点之一．针对共轴刚性旋翼结构载荷问题,本文建立共轴刚性旋翼气弹综合分析模型,针对共轴刚性旋翼挥舞㊁摆振的低阶动载荷展开详细的参数影响分析,包括旋翼转速㊁前进比以及升力偏置重要参数,通过参数影响分析总结共轴刚性旋翼挥舞㊁摆振低阶动载荷特性及变化规律,并得出相应结论．１㊀共轴刚性旋翼气弹模型１．１㊀共轴双旋翼干扰模型基于P i t tＧP e t e r s线性入流模型[１４]并引入双旋翼气动干扰因子建立共轴双旋翼入流模型,其干扰形式下的旋翼桨盘诱导速度表达式如下:v u＝v２＋δ１２v１v l＝v１＋δ２１v２(１)式中诱导速度v下标１和２代表上㊁下旋翼(１为下),v u,t为上㊁下旋翼最终诱导速度,依据动量守恒定律引入气动干扰因子[７]１２(上旋翼对下旋翼干扰),共轴双旋翼几何结构和气动干扰示意分别如图１和图２所示．图１㊀双旋翼干扰F i g．１㊀C o a x i a l r o t o r i n t e r a c t i o n图２㊀共轴双旋翼直升机F i g．２㊀C o a x i a l r o t o r h e l i c o p t e r１．２㊀共轴刚性旋翼气弹模型本文基于中等变形梁理论[１５]建立桨叶结构动力学模型,通过哈密尔顿原理建立旋翼系统动力学方程:ʏt２t１(δU－δT－δW)d t＝０(２)其中δU为系统应变能变分项,其变分形式如下,其中ε为应变矩阵,σ为材料应力矩阵．δU＝∬(δεTσ)d A d x(３)δT为动能变分项,包括桨叶旋转和桨叶变形运动产生的动能,其变分形式如下ʒq b为广义自由度矩阵,M b为桨叶惯性运动引起的质量矩阵,F M动能的非线性广义力．δT＝－δq T b(M b q b＋F M)(４)０７第３期余智豪等:共轴刚性旋翼低阶动载荷特性分析δW 为外载荷做功项,包括气动力和气动力矩两部分．其中F α为气动力,为M α气动力矩,为G b 广义力系数矩阵．δW ＝δq TbʏL０G b F αM αæèçöø÷æèçöø÷d x (５)采用５节点１５自由度梁单元对桨叶进行离散(图３)．其中单元自由度中u ,v ,w ,φ表示拉伸㊁摆振㊁挥舞和扭转位移,方向定义为桨叶向上挥舞运动w ㊁逆旋转方向摆振运动v 以及桨叶抬头扭转φ为正．根据哈密顿原理推导并得到每个单元的质量阵M ㊁阻尼阵C ㊁刚度阵K 以及外载荷项F ,最后通过有限元总体阵组集得到最终旋翼动力学方程,其中q 为系统所有自由度的列向量．M q ＋C q＋K q ＝F (q )(６)图３㊀有限元单元自由度F i g ．３㊀D e gr e e o fF i n i t e e l e m e n t 气动力模型采用非线性准定常模型,并针对共轴高速直升机的特殊工作环境,进行大前进比反流区气动力计算修正以及建立适用于大前进比状态的提升收敛性的配平迭代方法[５]．与常规单旋翼直升机操纵方式不同,共轴高速直升机操纵策略中通过设置差动变距来调节上下旋翼操纵量的差异,也通过差动变距的方式设置升力偏置,进而实现高速前飞,其上下旋翼操纵表达式如下:θU ＝θ０＋Δθ０－(A １＋A ᶄ１)c o s (ψU ＋Γ)－㊀(B １＋B ᶄ１)s i n (ψU ＋Γ)θL ＝θ０－Δθ０－(A １－A ᶄ１)c o s (ψL ＋Γ)－㊀(B ᶄ１－B １)s i n (ψL ＋Γ)ìîíïïïïïï(７)上式中,下标U ,L 分别表示上㊁下旋翼,其中θ０为总距,用于控制旋翼总拉力;Δθ０为差动总距,控制上下旋翼拉力差,调节双旋翼扭矩,产生偏航力矩;A １为纵向周期变距,A ᶄ１为差动纵向周期变距,二者用来调节旋翼总俯仰力矩与上下旋翼俯仰力矩差;B １为横向周期变距,B ᶄ１为差动纵向周期变距,用来调节旋翼总滚转力矩与上下旋翼滚转力矩差;Γ为提前操纵角,反映驾驶员操纵与旋翼响应的滞后关系．在本文中设置４个配平目标,分别是双旋翼总拉力F z ,总俯仰力矩M y 和总滚转力矩M x 以及升力偏置(L i f t O f f s e t )[表达式如式(４)],对应的配平操纵量依次为θ０,A １,B １,B ᶄ１．L i f tO f f s e t ＝M U x ＋M Lx(T U ＋T L )R (８)上式中,T 表示旋翼拉力,上标U ,L 分别代表上㊁下旋翼,R 表示旋翼半径．２㊀共轴刚性旋翼低阶动载荷计算分析本文以X H Ｇ５９A 共轴刚性旋翼为分析对象[１６],旋翼总体参数见表１．着重分析旋翼转速㊁前飞速度以及升力偏置对共轴刚性旋翼挥舞㊁摆振弯矩的低阶动载荷影响．以下算例分析均按照旋翼拉力T ＝３５００k g 进行配平计算．表１㊀X H Ｇ５９A 旋翼参数T a b l e １㊀X H Ｇ５９Ar o t o r p a r a m e t e r sP a r a m e t e rV a l u eR o t o r r a d i u s /m５．４８６４N u m b e r o f b l a d e ２ˑ３T a pe r r a t i o ２ʒ１T i p c h o r d /m ０．２８６R o t o r s p a c e /m ０．７６２P r e Ｇt w i s t /o３B l a d e t w i s t /o －１０ʎS o l i d i t y ０．１２６７R o t o r s p e e d /(r a d /s )３６．１１D i r e c t i o no f r o t a t i o nC o u n t e r Ｇc l o c k w i s e (u p pe r ),C l o c k w i s e (l o w e r)首先针对本文建立的共轴刚性旋翼气弹分析方法进行验证．计算X H Ｇ５９A 的旋翼前５阶模态频率并绘制共振图(图４),图中黑点为试验值[１６],黑线为计算值．为旋翼转速,额定转速为３４５r p m ,E 表示摆振频率,F 表示挥舞频率,T 表示扭转频率．前５阶模态频率包括挥舞前２阶㊁摆振前２阶㊁扭转１阶频率,图中计算值基本贴合试验值,具有较高的准确性,尤其是挥舞１阶㊁摆振１阶频率结果对比,表明本文建立的旋翼气弹分析方法准确可靠．１７动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２３年第２１卷图４㊀旋翼共振图F i g．４㊀R e s o n a n c e d i a g r a mo f r o t o r２．１㊀旋翼转速参数影响分析图５㊀上旋翼桨根挥舞弯矩低阶谐波幅值F i g．５㊀T h e l o w e r h a r m o n i c a m p l i t u d e o f r o o t f l a p b e n d i n gm o m e n t i nu p p e r r o t o r在前飞速度v＝６０m/s(前进比μ＝０．３０２)状态下,由于旋翼尾迹被快速吹离桨盘,此时上下旋翼可忽略气动干扰[７],此时分析转速对旋翼动载荷影响．图５和图６是不同转速下的上旋翼挥舞㊁摆振弯矩的低阶谐波幅值计算结果．结果表明,在低转速下挥舞㊁摆振弯矩的２/r e v谐波幅值变化显著,尤其在挥舞方向．在低转速大前进比状态下,桨叶在前行侧桨尖处以及后行侧桨根处存在较大的负升力区域,且桨叶根部经历周期性交变脉冲气动载荷[５],为满足桨盘整体升力的横向平衡,后行侧桨叶升力向桨尖集中,而前行侧整理升力降低以平衡后行侧桨叶升力,这一现象造成周期内的挥舞弯矩以２/r e v谐波为主．图５中相比于１００％转速状态,６０％转速状态下的挥舞２Ω谐波幅值增加约８２．２％,呈指数上升特点．另外,挥舞㊁摆振弯矩的１/r e v㊁３/r e v谐波幅值受转速影响不大．图６结果也有２/r e v谐波幅值增加的特点．相比于１００％转速状态,６０％转速状态下的摆振２/r e v 谐波幅值增加高达８２４．４％,尤其是低转速下幅值急剧增加．一方面是因为摆振运动受到挥舞运动影响,２/r e v的挥舞运动引起２/r e v哥氏力,进而引起２/r e v摆振载荷;另一方面因为降低转速后,摆振１阶频率接近２/r e v(见图４),存在共振现象,进而摆振动载荷急剧增加．图６㊀上旋翼桨根摆振弯矩低阶谐波幅值F i g．６㊀T h e l o w e r h a r m o n i c a m p l i t u d e o f r o o t l a g b e n d i n gm o m e n t i nu p p e r r o t o r２．２㊀前飞速度参数影响分析图７和图８是前飞速度影响下的上旋翼桨根挥舞㊁摆振弯矩计算结果．在低速飞行时由于上下旋翼气动干扰效应导致上旋翼拉力大于下旋翼拉力,即上旋翼拉力F z＞T/２,前飞速度增加,后旋翼尾迹加快远离桨盘区域,气动干扰效应减弱,上下旋翼拉力差(ΔF z)逐渐降低,即每幅旋翼拉力都趋于T/２．这就使得上旋翼桨根挥舞㊁摆振弯矩１/r e v谐波幅值先增大后降低．而前飞速度进一步增加,使得旋翼处在大前进比状态,与降低转速原因类似,导致挥舞弯矩２/r e v谐波幅值急剧增加．但不同的是,前飞速度增加后挥舞弯矩各低阶谐波幅值都增加,尤其是２㊁３阶谐波幅值．图７中相比v＝１５m/s(前进比μ＝０．０７５)时刻,v＝１２０m/s(前进比μ＝０．６０４)时刻的挥舞弯矩２/r e v谐波幅值增长约１３．７倍,也暴露出大前进比下共轴刚性旋翼振动载荷恶劣的严峻问题．摆振弯２７第３期余智豪等:共轴刚性旋翼低阶动载荷特性分析矩仍然以１/r e v谐波为主,且前飞速度对摆振１/r e v谐波载荷影响较大,都存在大前进比状态下各低阶谐波幅值增加的现象．图７㊀上旋翼桨根挥舞弯矩低阶谐波幅值F i g．７㊀T h e l o w e r h a r m o n i c a m p l i t u d e o f r o o t f l a p b e n d i n gm o m e n t i nu p p e r r o t o r图８㊀上旋翼桨根摆振弯矩低阶谐波幅值F i g．８㊀T h e l o w e r h a r m o n i c a m p l i t u d e o f r o o t l a g b e n d i n gm o m e n t i nu p p e r r o t o r２．３㊀升力偏置下的旋翼低阶动载荷分析共轴刚性旋翼通过升力偏置策略实现提升前行侧桨叶升力,同时卸载后行侧升力,以提高旋翼气动效率,同时实现高速前飞．但与此同时造成了更大的旋翼滚转力矩以及桨盘横向不平衡性,带来新的动力学问题．图９和图１０是两种前飞速度(３０m/s和９０m/s)下的上旋翼桨根挥舞㊁摆振弯矩结果图．计算结果表明,在升力偏置影响下,桨根挥舞弯矩峰峰值增加,其弯矩最大值在９０ʎ和２７０ʎ两个方位角处,挥舞弯矩随升力偏置增加而逐渐呈现１/r e v谐波为主的变化趋势,且该现象愈发明显．这主要因为升力偏置是通过调节差动横向周期变距来施加,通过１/r e v的周期变距变化直接影响旋翼滚转力矩㊁挥舞响应以及挥舞弯矩,使得挥舞弯矩整体变为１/r e v为主的谐波特性．图８㊀上旋翼桨根摆振弯矩低阶谐波幅值F i g．８㊀T h e l o w e r h a r m o n i c a m p l i t u d e o f r o o t l a g b e n d i n gm o m e n t i nu p p e r r o t o r(a)挥舞(F l a p )(b)摆振(L a g)图９㊀上旋翼桨根弯矩F i g．９㊀T h e r o o t b e n d i n g m o m e n t i nu p p e r r o t o r摆振方面载荷主要受挥舞运动以及挥舞载荷影响,图９(b)和图１０(b)显示,在升力偏置影响下,摆振弯矩逐渐降低,尤其是在大速度状态．值得注意的是:大速度状态下由于桨盘后行侧区域的负升力及脉冲式气动效应,直接造成摆振弯矩在２７０ʎ３７动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２３年第２１卷(a)挥舞(F l a p )(b)摆振(L a g)图１０㊀上旋翼桨根弯矩F i g．１０㊀T h e r o o t b e n d i n g m o m e n t i nu p p e r r o t o r(a)挥舞(F l a p )(b)摆振(L a g)图１１㊀低阶谐波幅值F i g．１１㊀T h e l o w e r h a r m o n i c a m p l i t u d e(a)挥舞(F l a p )(b)摆振(L a g)图１２㊀上旋翼桨根弯矩F i g．１２㊀T h e r o o t b e n d i n g m o m e n t i nu p p e r r o t o r(a)挥舞(F l a p )(b)摆振(L a g)图１３㊀上旋翼桨根弯矩F i g．１３㊀T h e r o o t b e n d i n g m o m e n t i nu p p e r r o t o r４７第３期余智豪等:共轴刚性旋翼低阶动载荷特性分析陡增,而通过施加升力偏置,卸载后行侧升力同时降低了后行侧的阻力,进而摆振弯矩降低,这种陡增现象得到有效缓解,侧面表明升力偏置具有降低摆振载荷的潜在能力．为更深入研究升力偏置的影响,选取v＝９０m/s (前进比μ＝０．４５)下的挥舞㊁摆振弯矩进行谐波分解并绘制图１１．图中显示,在大速度状态下,升力偏置几乎不改变挥舞弯矩静态值,但随着升力偏置增加,挥舞２阶载荷逐渐降低,而１/r e v载荷急剧增加．而摆振弯矩中所有成分均降低,再次说明了升力偏置具有降低摆振载荷的潜在能力．针对不同转速下的升力偏置影响也展开相应的计算分析,图１２和图１３为前飞速度６０m/s下８０％和６０％两档转速下的上旋翼桨根挥舞㊁摆振弯矩计算结果．降低旋翼转速和增加前飞速度都会使得旋翼处于大前进比状态下,在８０％转速结果中,升力偏置的增加导致挥舞弯矩的１/r e v谐波载荷明显增加,２/r e v谐波载荷降低,这一现象在６０％的挥舞弯矩结果[图１３(a)]更为突出．摆振弯矩随升力偏置的增加而整体降低,尤其是２/r e v谐波载荷[图１３(b)],表明在大前进比状态下,采用升力偏置策略能有效降低摆振弯矩．３㊀结论本文建立了共轴双旋翼气动干扰模型,集成共轴刚性旋翼综合气弹分析模型,针对共轴刚性旋翼低阶动载荷特性,开展了包括前飞速度㊁转速以及升力偏置在内的详细的参数影响分析,并得出以下结论:(１)降低旋翼转速和提高飞行速度使得旋翼处在大前进比状态,此时的桨根挥舞㊁摆振弯矩大大增加,且均以２/r e v谐波载荷为主要载荷．(２)在大前进比状态下,采用升力偏置会使得挥舞弯矩１/r e v谐波载荷增加,而２/r e v谐波载荷降低;并且升力偏置能整理抑制摆振弯矩．参考文献[１]吴希明．高速直升机发展现状㊁趋势与对策[J]．南京航空航天大学学报,２０１５,４７(２):１７３－１７９．WU X M．C u r r e n tS t a t u s,d e v e l o p m e n tt r e n da n dc o u n t e r m e a s u r e f o rh i g hＧs p e e dr o t o r c r a f t[J]．J o u rＧn a l o f N a n j i n g U n i v e r s i t y o f A e r o n a u t i c s&A s t rＧo n a t i c s,２０１５,４７(２):１７３－１７９．[２]D E N GJK,F E N GF,L I UPA,e t a l．A e r o d y n a m i cc h a r a c t e r i s t i c s o f r i g i dc o a x i a l r o t o rb y w i n dt u n n e lt e s t a n dn u m e r i c a l c a l c u l a t i o n[J]．C h i n e s eJ o u r n a lo fA e r o n a u t i c s,２０１９,３２(２):５６８－５７６．[３]S C O T TB,E R I CK．D e s i g na n dd e v e l o p m e n t o f t h e m a i nr o t o r g e a r b o xf o rt h es i k o r s k y b o e i n g S B＞１D E F I A N T J M R t e c h n o l o g y d e m o n s t r a t o r a i r c r a f t[C]//T h eP r o c e e d i n g s o f７５t hV e r t i c a l F l i g h t S o c i eＧt y A n n u a lF o r u m．P h i l a d e l p h i a:V e r t i c a lF l i g h tS oＧc i e t y,２０１９:２９４９－２９５７．[４]余智豪,周云,宋彬,等．基于流固耦合的旋翼结构振动载荷计算分析[J]．振动工程学报,２０２０,３２(０２):２８５－２９４．Y UZH,Z HO U Y,S O N GB,e t a l．C o m p u t a t i o n a la n a l y s i s o ns t r u c t u r a l v ib r a t i o n l o a d so f r o t o rb a s e do n l i q u i dＧs o l i dc o u p l i n g m e t h o d[J]．J o u r n a lo fV iＧb r a t i o nE n g i n e e r i n g,２０２０,３２(０２):２８５－２９４．[５]余智豪,周云,宋彬．大前进比变转速旋翼气弹动力学建模与载荷特性分析[J]．振动与冲击,２０２１,４０(０４):１７－２２．Y UZH,Z HO U Y,S O N GB．A e r o e l a s t i cm o d e l i n ga n d l o a d a n a l y s i s o f a v a r i ab l e s p e e d r o t o r i n h i g h a dＧv a n c er a t i o[J]．J o u r n a lo f V i b r a t i o na n d S h o c k,２０２１,４０(０４):１７－２２．[６]X I N G W,L A U R E N T,I N D E R J I TC．R e f i n e d p e rＧf o r m a n c er e s u l t so nas l o w e d m a c hＧs c a l e dr o t o ra th i g ha d v a n c er a t i o s[J]．J o u r n a lo ft h e A m e r i c a nH e l i c o p t e r S o c i e t y,２０２０,６５(１):１２０３－１２０１６．[７]余智豪,周云．含升力偏置的共轴刚性旋翼配平与响应分析[J]．科学技术与工程,２０２０,２０(３２):１３４６６－１３４７１．Y UZ H,Z HO U Y．T r i ma n dr e s p o n s ea n a l y s i so fc o a x i a l r i g id r o t o rw i t h l i f t o f f se t[J]．S c i e n c eT e c hＧn o l o g y a n d E n g i n e e r i n g,２０２０,２０(３２):１３４６６－１３４７１．[８]J O S E P H H．A e r o m e c h a n i c so f ah i g hs p e e dc o a x i a lh e l i c o p t e r r o t o r[D]．M a r y l a n d:U n i v e r s i t y o fM a r yＧl a n d,２０１７．[９]S C HMA U SJ,C HO P R A I．A e r o m e c h a n i c sf o rah i g ha d v a n c e r a t i o c o a x i a l h e l i c o p t e r[C]//T h eP r oＧc e ed i n g s o f７１s tA me r i c a n H e l i c o p t e rS o c i e t y I n t e rＧn a t i o n a lA n n u a l F o r u m．F a i r f a x:A m e r i c a nH e l i c o pＧt e r S o c i e t y,２０１５:１１３９－１１５３．[１０]周云,胡和平,孟微．共轴刚性旋翼桨尖间距建模与参数影响研究[J]．动力学与控制学报,２０２０,５７动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２３年第２１卷１８(４):５２－６０．Z HO U Y,HU HP,M E N G W．M o d e l i n g a n d p a r aＧm e t r i cs t u d y o ft i p c l e a r a n c eo fc o a x i a lr i g i dr o t o r[J]．J o u r n a l o fd y n a m i c sa n dc o n t r o l,２０２０,１８(４):５２－６０．[１１]R O B E R T K,B U R G E S S．T h eA B C T M r o t o r a h i s t o rＧi c a l p e r s p e c t i v e[C]//T h eP r o c e e d i n g so f６０t h AＧm e r i c a nH e l i c o p t e r S o c i e t y I n t e r n a t i o n a lA n n u a l F oＧr u m V e r t i c a l F l i g h tT r a n s f o r m a t i o n,B a l t i m o r e:AＧm e r i c a nH e l i c o p t e r S o c i e t y,２００４:２３０６－２３５２．[１２]B L A C KW E L L R,M I L L O T T T．D y n a m i c sd e s i g nc h a r a c t e r i s t i c s o f t h e s i k o r s k y X２t e c h n o l o g y T Mde mＧo n s t r a t o ra i r c r a f t[C]//T h eP r o c e e d i n g o f６４t h AＧm e r i c a nH e l i c o p t e r S o c i e t y I n t e r n a t i o n a lA n n u a l F oＧr u m．M o n t r e a l:A m e r i c a n H e l i c o p t e rS o c i e t y,２００８:８８６－８９８．[１３]D A I J U U,J A Y A N TS,R O L A N D F,e t a l．B l a d e p a s s a g e l o a d s a n dd e f o r m a t i o n o f a c o a x i a l r o t o r s y sＧt e mi nh o v e r[J]．J o u r n a lo fA i r c r a f t,２０１９,５６(６):２１４４－２１５７．[１４]P I T TD M,P E T E R SDA．T h e o r e t i c a l p r e d i c t i o n o fd y n a m i ci n f l o w de r i v a t i v e s[J]．V e r t i c a,１９８１,５(１):２１－３４．[１５]翁晨．直升机稳态平飞状态旋翼桨叶振动载荷计算的气弹模态法[D]．南京:南京航空航天大学,２０１４．W E N G C．T h e p r e d i c t i o na n da n a l y s i so fr o t o rv iＧb r a t i o n l o a d sb a s e do na e r o e l a s t i cc h a r a c t e r i s t i c si nt h e h e l i c o p t e r s t e a d y l e v e l f l i g h t c o n d i t i o n[D]．N a nＧj i n g:N a n j i n g U n i v e r s i t y o fA e r o n a u t i c sa n d A s t r oＧn a u t i c s,２０１４．[１６]F E L K E R F F．P e r f o r m a n c ea n dl o a d sd a t af r o m a w i n dt u n n e l t e s to faf u l lＧs c a l e,c o a x i a l,h i n g e l e s sr o t o r h e l i c o p t e r:N A S A TM８１２９[R]．W a s h i n g t o n:N A S A,１９８１．６７。

直升机主,尾桨自由尾迹相互干扰的数值模拟
尹坚平;胡章伟
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】1998(016)004
【摘要】本文给出了一种新的旋翼和尾桨干扰的数值计算了方法，通过对常值直升机肇翼和尾桨自由尾迹相互干扰的数值模拟，给出了干扰对旋翼和尾桨非定常气动力以及相应的非定常尾迹几何形状的影响，数值结果表明，悬停时尾桨叶面非定常压力脉动主要是由于在旋翼下洗流的诱导下，尾桨与其自身尾涡于干扰引起的，随着旋翼和尾桨间距的增加，旋翼对尾桨气运特性的影响逐渐减弱。

【总页数】5页(P406-410)
【作者】尹坚平;胡章伟
【作者单位】南京航空航天大学;南京航空航天大学
【正文语种】中文
【中图分类】V211.52
【相关文献】
1.纵列式直升机双旋翼流场特性的自由尾迹分析 [J], 黄水林;徐国华;招启军
2.直升机涵道尾桨与孤立尾桨的气动特性对比研究 [J], 徐国华
3.直升机球柔性尾桨桨毂连接件疲劳试验技术研究 [J], 夏国旺;孙云伟
4.基于自由尾迹分析的直升机旋翼下洗流场计算方法 [J], 赵景根;徐国华;招启军
5.船舶尾部流动与多个螺旋桨相互干扰的数值模拟 [J], 高秋新;周连第
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纵列式双旋翼直升机气动力和流场的数值模拟王彩枫;杨永飞;林永峰;黄明恪【摘要】纵列式双旋翼直升机的旋翼尾迹受前飞自由流、机身和旋翼之间的干扰影响,旋翼尾迹不仅影响机身的空气动力,也影响旋翼自身的空气动力特性.应用欧拉方程与计算流体力学(CFD)方法,采用自适应非结构直角网格技术生成计算域网格,数值模拟纵列式双旋翼直升机全机流场,给出了考虑旋翼影响的机身表面压力分布以及全机流场特性.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2012(000)001【总页数】6页(P11-15,24)【关键词】纵列式双旋翼;CFD分析;数值模拟;流场【作者】王彩枫;杨永飞;林永峰;黄明恪【作者单位】中国直升机设计研究所,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所,江西景德镇333001;南京航空航天大学航空宇航学院,江苏南京210016【正文语种】中文【中图分类】V211.520 引言纵列式直升机旋翼的尾迹受前飞自由流、机身和旋翼之间的干扰影响，旋翼尾迹不仅影响机身的空气动力，也影响旋翼自身的空气动力特性。

因此，旋翼之间以及旋翼和机身的相互干扰一直是直升机空气动力学中的重要课题。

经典的旋翼涡流理论，无论是固定尾迹还是自由尾迹模型，都不能考虑机身的影响，因为它们都是以无旋位流理论为基础，用线涡系来模拟尾迹。

欧拉方程是精确的无粘气体动力学方程组，可以模拟有旋流动。

用欧拉方程计算无需专门考虑翼面后的尾迹旋涡，它们会自动地包含在计算结果之中。

对直升机来说，能比较容易地考虑旋翼之间以及旋翼和机身的相互干扰。

本文应用计算流体力学(CFD)方法，采用自适应非结构直角网格和欧拉方程计算双旋翼直升机全机绕流。

直升机绕流多为非定常流，但是，如果采用非定常来处理，计算时间很长，难以在工程上应用。

本文采用的方法是对直升机桨盘平面进行时间和空间的平均［1-4］，从而将非定常问题转化为定常问题。

直升机旋翼桨叶气动干扰研究作者：贾景翔来源：《中国科技博览》2019年第06期[摘要]直升机在正常飞行过程中，其旋翼桨叶会处于一个复杂且非定常的涡流场中，在该涡流场中，旋翼形成的尾迹会对直升机的运行造成影响。

当旋翼产生的尾迹贴近机身上方或对机身产生冲击时，旋翼和机身之间会出现严重的气动干扰，进而影响直升机的飞行品质、运行性能等。

因此，深入研究直升机旋翼桨叶的气动干扰问题对直升机设计和安全飞行有很重要的意义。

[关键词]直升机；旋翼桨叶；气动干扰中图分类号：P635 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2019）06-0196-01引言直升机旋翼桨叶与机身之间的气动干扰是一个涉及三维空间非定常流动的复杂问题，目前，直升机正朝着整体布局紧凑、桨叶盘载荷大、灵活性和机动性更高的方向发展，所以机身与旋翼桨叶之间会产生更大的气动干扰。

机身对旋翼具有重要的干扰影响，这种干扰影响不仅包括机身对旋翼入流的直接诱导作用，同时还会改变旋翼的尾迹形状，因而间接地改变了旋翼的入流分布。

1旋翼系统的工作原理与固定翼飞机定常飞行时，机翼处于稳定状态不同；当直升机定常前飞时，旋翼桨叶各处的运动参数处于振荡状态。

因此，全面了解旋翼桨叶的工作原理对准确研究旋翼系统特性和旋翼尾迹结构至关重要。

桨叶的挥舞运动若旋翼的桨叶固接在桨毂上，在斜流状态，由于桨叶在旋转平面内相对气流的不对称，必然引起左右两边气动载荷的不对称，前行桨叶拉力大，后行桨叶拉力小，因而形成侧倾力矩使直升机倾转。

另一方面，在周期性变化的周向气流下，气动载荷对桨叶形成交变弯矩，桨叶在这种交变弯矩作用下容易发生疲劳损坏。

1.1桨叶的摆振运动当桨叶的一面以稳定的角速度绕轴旋转时，另一面桨叶会做出挥舞动作，该面桨叶的质心会时而靠近旋转轴时而远离旋转轴，所以导致桨叶的惯性矩发生变化。

此时，由于角动量守恒因素的影响，桨叶的角速度就应该发生变化，否则桨叶在旋转过程中产生交变弯矩，进而影响桨叶结构的寿命。

共轴刚性旋翼悬停及高速前飞状态气动干扰特性研究1. 引言1.1 研究背景共轴刚性旋翼悬停及高速前飞状态气动干扰特性研究是直升机气动力学领域中一个重要且复杂的研究课题。

在直升机领域，气动干扰一直是一个影响飞行性能和飞行稳定性的关键问题。

共轴刚性旋翼直升机由于具有特殊的双旋翼结构，在悬停和高速前飞状态下气动干扰问题更加突出。

研究共轴刚性旋翼在悬停和高速前飞状态下的气动干扰特性，不仅有助于深入理解气动干扰的本质和机理，还能为改善直升机飞行性能和飞行稳定性提供理论支持和指导。

1.2 研究目的研究目的是为了深入探究共轴刚性旋翼在悬停和高速前飞状态下所面临的气动干扰特性，分析气动干扰对飞行性能和飞行稳定性的影响，探讨针对气动干扰的有效抑制方法。

通过研究共轴刚性旋翼的气动干扰特性，可以为提高飞行器的性能和稳定性提供重要参考，为未来设计更加优化的共轴刚性旋翼飞行器提供理论支持。

通过深入研究气动干扰对飞行性能和稳定性的影响，可以为飞行器设计提供更加完善的飞行控制系统，提高共轴刚性旋翼在悬停和高速前飞状态下的适应能力和飞行性能。

最终的研究成果将为共轴刚性旋翼飞行器的设计和应用提供重要的理论支持和指导。

1.3 研究意义共轴刚性旋翼是一种具有高效率和稳定性的飞行器主要构件，其在直升机和飞行器中都得到了广泛应用。

研究共轴刚性旋翼悬停及高速前飞状态下的气动干扰特性，有助于深入了解气动力学机制，为提高飞行器性能和稳定性提供理论支持。

通过研究气动干扰对飞行性能和稳定性的影响，可以为设计新型共轴刚性旋翼飞行器提供参考，提高其适航范围和飞行性能。

在飞行器设计和工程应用中，气动干扰是一个不可忽视的问题。

了解气动干扰对飞行器飞行性能和稳定性的影响，可以帮助工程师更好地优化设计方案，降低飞行风险。

研究共轴刚性旋翼悬停及高速前飞状态下的气动干扰特性，对于提高飞行器的安全性和可靠性具有重要的意义。

这项研究还有助于推动航空领域的技术进步，促进共轴刚性旋翼飞行器的应用和发展。