检索结果-内蒙古大学图书馆

航空动力学报 2004年第6期19卷 792-797页

作者：曹义华陈科王健尹万力北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083 陆航研究所北京101114

以Jameson/TVD混合格式对低速时的OAF和NACA63a312翼型的升阻特性进行了计算。该方法的特点是采用有限体积法进行离散,并用龙格-库塔时间推进法进行求解。通过将计算的结果与NASA公布的试验曲线进行对比,验证了该混合格式用于旋翼气动... 详细信息

以Jameson/TVD混合格式对低速时的OAF和NACA63a312翼型的升阻特性进行了计算。该方法的特点是采用有限体积法进行离散,并用龙格-库塔时间推进法进行求解。通过将计算的结果与NASA公布的试验曲线进行对比,验证了该混合格式用于旋翼气动力计算的可行性。为了进一步研究旋翼的拉力和功率,本文建立了以微圆环动量理论和叶素理论为基础的计算模型,并用该模型计算了涵道尾桨在不同条件下的拉力和功率情况,计算的结果具有一定的代表性。

关键词：航空、航天推进系统旋翼空气动力学 TVD格式微圆环动量理论叶素理论涵道尾桨

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涵道尾桨的CFD模拟与验证

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航空动力学报 2006年第1期21卷 19-24页

作者：于子文曹义华北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

采用CFD(计算流体力学)方法分析在悬停和侧飞时直升机涵道尾桨的流场与性能。在轴对称的圆柱坐标系中,用有限容积法和S IM PLE(压力耦合方程的半隐式法)算法求解定常不可压的湍流N-S方程。在分析中,旋转的螺桨被描绘成沿螺桨桨叶展向分... 详细信息

采用CFD(计算流体力学)方法分析在悬停和侧飞时直升机涵道尾桨的流场与性能。在轴对称的圆柱坐标系中,用有限容积法和S IM PLE(压力耦合方程的半隐式法)算法求解定常不可压的湍流N-S方程。在分析中,旋转的螺桨被描绘成沿螺桨桨叶展向分布的、与本地流动参数相关的、时间平均的动量源项,通过在N-S方程中加入此动量源项来替代螺桨对流体的作用。计算方法还包括涵道壁的阶梯型近似,原始变量的交错网格,k-ε湍流模型和涵道壁上的壁面函数法等措施。涵道尾桨的流场分析和性能预测同实验测量数据的良好的一致性表明,这种CFD方法可以有效的分析涵道尾桨的具体设计问题。

关键词：航空航天推进系统涵道尾桨湍流流动数值模拟动量源项壁面函数

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涵道尾桨噪声辐射特性研究

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南京航空航天大学学报 2011年第3期43卷 341-345页

作者：仲唯贵陈平剑林永峰中国直升机设计研究所总体气动室景德镇333001 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333001

通过理论和试验对涵道尾桨噪声辐射特性进行了研究。建立了涵道尾桨气动噪声的频域分析方法,采用面元-涡流理论计算涵道尾桨的气动载荷,采用Farassat 1A公式计算尾桨的自由声场噪声,涵道的声学散射效应通过频域的边界元法进行计算。通... 详细信息

通过理论和试验对涵道尾桨噪声辐射特性进行了研究。建立了涵道尾桨气动噪声的频域分析方法,采用面元-涡流理论计算涵道尾桨的气动载荷,采用Farassat 1A公式计算尾桨的自由声场噪声,涵道的声学散射效应通过频域的边界元法进行计算。通过对试验结果的分析研究了涵道尾桨噪声的辐射特性,并且利用试验结果对理论分析方法进行了验证。

关键词：涵道尾桨噪声边界元法

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应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析

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空气动力学学报 2011年第6期29卷 688-696页

作者：倪同兵招启军赵国庆高延达徐国华南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室江苏南京210016

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法。在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方... 详细信息

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法。在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方法生成。通过结合涵道尾桨的运动方式、几何特征及气动特征,建立一个包含动量源项的N-S方程的涵道尾桨流场计算方法和迭代流程;为较好地捕捉涵道壁附近存在的旋涡及分离现象,采用了一方程S-A湍流模型。通过对ONERA M6机翼的绕流特性的计算分析,以及对涵道尾桨在悬停状态下的拉力、诱导速度、载荷分布等的计算分析,验证了该CFD方法的有效性。在此基础上,采用该方法进行直升机悬停、侧飞和前飞状态下涵道尾桨流场与气动特性的数值分析,得到了关于涵道尾桨流场和气动特性的一些有意义的结论。

关键词：涵道尾桨气动特性直升机 N—S方程多块网格动量源 S-A湍流模型

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直升机涵道尾桨与孤立尾桨的气动特性对比研究

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空气动力学学报 1995年第4期13卷 420-426页

作者：徐国华南京航空航天大学

本文推导了涵道尾桨的叶素理论公式，将文献［１］的滑流理论与叶素理论公式组合，建立了计算直升机悬停和侧风状态下涵道尾桨气动特性的方法。文中以某直升机涵道尾桨为算例，对比计算了涵道尾桨和孤立尾桨的拉力和功率。计算结果表明... 详细信息

本文推导了涵道尾桨的叶素理论公式，将文献［１］的滑流理论与叶素理论公式组合，建立了计算直升机悬停和侧风状态下涵道尾桨气动特性的方法。文中以某直升机涵道尾桨为算例，对比计算了涵道尾桨和孤立尾桨的拉力和功率。计算结果表明：保持桨盘面积相等，在小桨距角时涵道尾桨的拉力比孤立尾桨的小，但在大奖距角时悬停涵道尾桨拉力可大于孤立尾桨的拉力，这一结论证实了文献［２］的类似试验结果。在相同拉力或相同功率条件下，随着涵道拉力在总拉力中所占比例的增大，涵道尾桨比孤立尾桨的气动效能不断增加。

关键词：直升机尾桨气动特性涵道尾桨

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非对称布局形式的涵道尾桨气动特性

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吉林大学学报（工学版） 2014年第5期44卷 1353-1359页

作者：刘顺安贺兴柱陈延礼杨璐鸿李万林吉林大学机械科学与工程学院长春130022

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... 详细信息

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。

关键词：计算流体动力学涵道尾桨非对称布局气动特性

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直升机涵道尾桨气动噪声特性风洞试验研究

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实验流体力学 2023年第3期37卷 107-112页

作者：丁存伟周国成陈宝仲唯贵中国航空工业空气动力研究院哈尔滨150001 黑龙江省空气动力噪声及其控制重点实验室哈尔滨150001 低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室哈尔滨150001 中国直升机设计研究所景德镇333000

基于中国航空工业空气动力研究院FL–52航空声学风洞试验条件,对直升机涵道尾桨模型的气动噪声特性进行了试验研究。对试验数据进行了射流剪切层影响修正,获得了涵道尾桨在悬停、前飞状态下的噪声频谱及远场指向性。分析了噪声随桨尖马... 详细信息

基于中国航空工业空气动力研究院FL–52航空声学风洞试验条件,对直升机涵道尾桨模型的气动噪声特性进行了试验研究。对试验数据进行了射流剪切层影响修正,获得了涵道尾桨在悬停、前飞状态下的噪声频谱及远场指向性。分析了噪声随桨尖马赫数的变化规律,结果显示涵道尾桨气动噪声符合载荷噪声特性。对比了桨叶沿桨毂周向分布规律对气动噪声频谱特征的影响。获得了悬停和前飞状态下涵道对噪声传播的遮蔽效果影响,悬停状态下尾桨旋转平面内噪声降低约2 dB,前飞状态下尾桨旋转平面内噪声降低5~8 dB。

关键词：涵道尾桨气动噪声声学风洞直升机

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涵道尾桨气动特性的CFD模拟及结构参数影响分析

涵道尾桨气动特性的CFD模拟及结构参数影响分析

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作者：高延达南京航空航天大学

学位级别：硕士

涵道尾桨流场和气动特性的模拟是直升机空气动力学领域富有挑战性和具有重要意义的研究课题。本文建立了一套通过求解湍流Navier-Stokes方程并结合动量源模型,来分析涵道尾桨流场和气动特性的方法。分别以TsAGI涵道尾桨和RAH-66直升机的... 详细信息

涵道尾桨流场和气动特性的模拟是直升机空气动力学领域富有挑战性和具有重要意义的研究课题。本文建立了一套通过求解湍流Navier-Stokes方程并结合动量源模型,来分析涵道尾桨流场和气动特性的方法。分别以TsAGI涵道尾桨和RAH-66直升机的FANTAIL为算例进行了数值模拟,研究了直升机悬停、侧飞和前飞状态下,涵道尾桨的流场和结构参数对气动特性的影响。具体研究内容如下: 第一章,简要介绍了直升机涵道尾桨气动特性的国内外研究现状,指出了采用湍流N-S方程、结合动量源模型开展涵道尾桨气动特性研究的必要性和重要意义。在第二章,建立了涵道尾桨的几何模型,并根据不同飞行状态下的流场特点及湍流模型对网格的要求,总结了一套涵道尾桨对接结构网格生成方法。论文的第三章,针对湍流Navier-Stokes方程的求解,采用Jameson中心差分对主控方程进行空间离散,时间方向上采用四步Runge-Kutta迭代,并利用当地时间步长和隐式残值光顺加速收敛,并结合动量源模型,建立了一个适合于直升机悬停、侧飞和前飞状态的涵道尾桨气动特性的数值分析方法。在第四章,通过计算NACA0012翼型和M6机翼的绕流特性,验证了湍流N-S方程求解程序的准确性。在此基础上,着重研究了TsAGI涵道尾桨模型与FANTAIL涵道尾桨的气动特性,并将本文计算结果与试验数据及文献中的计算结果进行对比,验证了本文方法的有效性。第五章,计算悬停、侧飞及前飞状态下,涵道尾桨结构设计参数(涵道间隙与涵道唇口半径)变化对涵道尾桨气动特性的影响,并进行对比分析,得出了一些有意义的结论。

关键词：涵道尾桨动量源气动特性 Navier-Stokes方程 S-A湍流模型多块网格

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基于贴体嵌套网格技术的直升机涵道尾桨气动特性CFD分析

基于贴体嵌套网格技术的直升机涵道尾桨气动特性CFD分析

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作者：倪同兵南京航空航天大学

学位级别：硕士

尾桨是常规布局直升机用于平衡旋翼反扭矩、保证直升机方向操纵性和稳定性的主要气动部件，其气动特性对直升机的性能、飞行品质、噪声特性等具有重要影响，因此针对直升机尾桨气动特性的研究一直是直升机空气动力学研究的一个重点。本... 详细信息

尾桨是常规布局直升机用于平衡旋翼反扭矩、保证直升机方向操纵性和稳定性的主要气动部件，其气动特性对直升机的性能、飞行品质、噪声特性等具有重要影响，因此针对直升机尾桨气动特性的研究一直是直升机空气动力学研究的一个重点。本文建立了一套基于贴体运动嵌套网格和雷诺平均N-S方程的直升机涵道尾桨流场及气动特性分析的CFD方法，并采用多重网格方法提高涵道尾桨流场的数值模拟效率。在此基础上，以RAH-66直升机的FANTAIL涵道尾桨为研究对象，对涵道尾桨在悬停、前飞、侧飞等多种飞行状态下的气动特性展开了分析研究，得出了一些有指导意义的结论。主要研究内容如下：第一章，简要介绍了目前国内外直升机涵道尾桨气动特性研究的现状和本文的研究目的，阐述了采用贴体嵌套网格方法结合N-S方程开展涵道尾桨气动特性研究的必要性和重要意义，并简要给出了论文的内容安排。第二章，针对涵道尾桨的特殊构型以及流场的特点，建立了基于椭圆方程（Poisson方程）的贴体网格生成方法，并采用源项修正方法控制网格生成质量。然后分别围绕涵道壁和尾桨桨叶生成相应的贴体网格。在此基础上，以涵道壁网格为背景网格，建立了适用于涵道尾桨气动特性分析的尾桨与涵道壁网格的运动嵌套网格生成方法，并给出了实际计算网格以及嵌套网格中关键的贡献单元搜索方法。论文的第三章，以三维可压湍流Navier-Stokes方程为流场求解主控方程，建立了一套适用于涵道尾桨气动特性数值分析的CFD方法，湍流模型选用Baldwin-Lomax模型，采用Jameson中心差分格式进行空间离散，时间方向上采用双时间步长法模拟非定常流动。为提高计算效率，本文发展了一套基于FAS（FullApproximation Storage）格式和V循环的适用于直升机旋翼以及涵道尾桨气动特性分析的聚合式多重网格法。在第四章，以NACA0012翼型、ONERA M6机翼及CARADONNA-TUNG旋翼为研究对象，采用第二章发展的网格生成方法分别生成其空间网格，基于第三章的建立的流场求解方法开展了上述二维、三维机翼及旋翼悬停时的流场及气动特性计算，通过与试验结果的对比，验证了本文网格生成方法和基于湍流N-S方程的流场数值模拟方法的有效性；在NACA0012翼型算例验证基础上，将第四章建立的多重网格方法应用到翼型流场的数值计算中，计算结果表明多重网格方法能够有效地加快CFD流场计算收敛速度。论文的第五章，在第四章算例验证的基础上，开展FANTAIL涵道尾桨的气动特性分析，分别针对悬停、侧飞及前飞状态下涵道尾桨的流场及气动特性进行了数值计算，并将涵道尾桨数值计算结果与试验值进行了对比分析。在验证计算方法有效性基础上，开展了不同侧飞、前飞速度以及不同总距角时涵道尾桨气动特性差异的对比分析，得出了一些对指导涵道尾桨气动设计有参考价值的结论。

关键词：涵道尾桨气动特性 CFD方法直升机运动嵌套网格 Navier-Stokes方程多重网格方法

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某型直升机涵道尾桨动平衡检测与调整研究

某型直升机涵道尾桨动平衡检测与调整研究

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作者：罗亮中国石油大学(华东)

学位级别：硕士

进行直升机尾桨动平衡检测和调整是一项经常性工作,是预防性工作。但是实际工作中,数据检测出来后,调整次数多,需要多次开车,浪费直升机的使用寿命,因而对尾桨进行仿真建模,结合实际尾桨数据在计算机上预先分析动平衡情况,给出一步到位... 详细信息

进行直升机尾桨动平衡检测和调整是一项经常性工作,是预防性工作。但是实际工作中,数据检测出来后,调整次数多,需要多次开车,浪费直升机的使用寿命,因而对尾桨进行仿真建模,结合实际尾桨数据在计算机上预先分析动平衡情况,给出一步到位调整方案,将极大的缩短动平衡调整的时间,延长直升机的使用寿命。常用的两种调整方法都是根据以往使用2020平衡分析仪经验总结而来,在实际应用中,存在许多缺点,不能很快的调整完毕,导致多次拆装操作和地面开车,由于尾桨的寿命是以小时为单位计算的,多次在地面进行开车,严重影响直升机的空中使用寿命。通过研究发现,涵道尾桨构造上符合转子动力学范畴。只要找出不平衡力,就可以找出不平衡质量。找出了不平衡力质量,只要确定不平衡力的方向,在不平衡力的相反方向增加对应不平衡质量,就可以实现动平衡。首先需要建立三维模型,导入到Adams中,添加相应约束,使之能够按照实际尾桨的运动方式运动起来。通过赋予模型与实际尾桨相同的质量、材质等工作,使之能够输出不平衡力,通过回放动画就能够找到不平衡力的点,进而确定不平衡力的方向。分为三个阶段进行仿真的实际应用。第一阶段,对尾桨桨叶进行测量,将实际桨叶质量带入到仿真模型中进行动平衡仿真,得出仿真结果,并按照实际添加最终添加配重质量进行仿真调整,得出仿真结果。第二阶段,将实际调整结果与仿真调整结果进行对比分析,找出对应规律,分析出两者的相互对应关系。第三阶段,利用对应关系,进行仿真应用的实验,先进行动平衡仿真并调整得出仿真结果,使之符合规定要求,再按照对应关系给出的配重位置和配重质量,直接添加配重,使用动平衡分析仪进行实际动平衡检测,看结果是否符合规定要求,以此完成此次仿真应用的可行性分析。

关键词：涵道尾桨动平衡建模仿真动力学分析 Adams

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