直升机大机动飞行中旋翼非定常空气动力研究

摘要

现代武装直升机执行高精度攻击任务的能力日益受到推崇和重视，我国也发展相应的飞行品质规范对直升机机动性提供定性和定量的评述依据。为保证直升机安全合格地完成包括筋斗、横滚等大机动飞行，应在设计阶段就预先分析、计算和检验其机动性能。为了得到适合机动飞行的直升机气动和飞行力学综合模型，首先必须准确把握旋翼的非定常气动特性。 本文采用理论分析与试验相结合的研究方法，围绕桨叶非定常气动载荷、旋翼桨盘入流与桨叶挥舞运动等主要技术要点及其模型耦合，研究大机动飞行中的旋翼非定常气动特性，为日后直升机大机动飞行动力学基础研究、建立大机动飞行科目的设计与计算方法，以及我国新型武装直升机的设计和使用提供理论基础。本文主要理论工作有： 一、研究了尾迹畸变效应对桨盘入流的影响，进而分别增广了Pitt-Peters动态入流模型和Peters-He有限状态尾迹模型以计入尾迹畸变效应，同时发展了适合机动旋翼的桨叶挥舞动力学模型； 二、对于计及翼型动态失速特性和压缩性影响的桨叶非定常气动模型进行补充完善，增加了随飞行状态变化的尾迹畸变对旋翼诱导速度的影响； 三、发展了体现尾迹畸变效应惯性特征的动态模型，并探讨在计算模型中加入旋翼尾迹收缩效应和回转变距力矩效应的必要性和合理性。 主要实验工作是： 一、在旋臂机上加装发烟装置，进行了模型旋翼的大幅度俯仰运动试验，记录旋翼尾迹的几何特征变化与俯仰、滚转角速率的关系，用于指导尾迹畸变模型的建立； 二、在旋臂机上进行旋翼大幅度俯仰时的空气动力试验，获得准阶跃操纵输入的旋翼气动响应实验数据，用以验证和改进非定常旋翼气动模型。 在仿真计算方面，根据所建立的旋翼非定常气动理论模型，利用MATLAB/ SIMULINK，编制了适合于机动旋翼的非定常气动响应计算程序，完成了模型配平、线化分析和响应计算。此外，本文进行了配平算法和微分方程解法的研究。 通过比较理论预测结果和实测数据，本文得到的最重要结论有： 一、经过本文增广后的Pitt-Peters旋翼动态入流模型和Peters-He有限状态尾迹模型，若联合准定常尾迹畸变模型与刚性桨叶挥舞模型，都能算出机动旋翼他轴响应的正确方向，纠正了忽略尾迹畸变的计算结果有180°相位差的错误，而且Peters-He15状态尾迹模型结果跟测试值吻合度更高。此外，尾迹畸变效应的计入与否对同轴响应预测结果的影响可忽略； 二、机动角速率、桨盘载荷和前飞速度决定尾迹弯曲参数值。在悬停状态下尾迹畸变较严重，但随着前飞速度的增加而降低，故采用固定的尾迹弯曲参数不足以反映机动动作对尾迹畸变的影响； 三、旋翼得到阶跃俯仰或滚转角速率、阶跃爬升率以及阶跃前进比的输入时，桨盘入流变化量跟时间构成一个系统，纵横向尾迹弯曲、尾迹倾斜和尾涡间距这三个动态效应可通过一个常微分方程组来表述； 四、增广后的Peters-He15状态入流模型，若采用时变的尾迹弯曲参数和动态畸变尾迹，虽能正确反映旋翼的他轴响应，但在幅值方面仍存在偏差；计入回转变距力矩效应，能有所改善。此外，旋翼尾迹的收缩效应可不考虑。