直升机空气动力学基础-课件.ppt

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1、直升机空气动力学基础第八章 直升机空气动力学实验,旋翼动力学国防科技重点实验室 唐正飞,直升机空气动力学试验,试验的重要作用1 验证理论 理论含有假定、推理、简化 热质、g、干扰2 建立数据库 理论尚不能预测的问题，靠试验数据、经验公式 翼型性能手册 3 探索新领域、新问题认识源自实践（经历观察主动试验）居里镭、梦讨论：正确认识理论与实践的关系 纠正重理论轻实践的偏向,直升机空气动力学试验内容,力、力矩、扭矩测量试验 如旋翼、尾桨、机身等诱导速度测量试验 如旋翼、尾桨、机身附近诱导速度，桨尖涡等表面压力测量试验 如机身表面、桨叶表面等噪声测量试验 如旋翼噪声、尾桨噪声等,试验的相似性试验与实际

2、相似，试验结果才有用。条件：同类事物、几何相似、运动相似、边界条件相似、对应点的同名物理量同比例。各相似准则数相等，分别代表满足某一相似条件，如试验模型与事物的：S数相等运动相似，M数相等空气压缩性作用相似，Re数相等空气黏性力作用相似，Fr数相等重力场中的作用相似，Lo数相等质量惯性力相似，Ca数相等弹性力相似，等等。除非用实物做试验，模型试验中完全相似是不可能的。只能按试验目的选定最关键的相似准则。,旋翼模型试验常用的相似准则几何相似是前提：桨毂型式及相对尺寸，如铰偏置量等翼型及其沿径向配置桨叶片数k、宽度，扭度，桨尖形状运动相似：相等，即 相等动力学相似,相似准则根据试验目的选定：研究阻

3、力或功率时，须雷诺数相等研究高速特性及桨尖，马赫数相等关注重力作用时，弗鲁德数相等,比例因子模型与实物的各相应参数之比。三个基本（独立）的物理量一般取：线尺寸、转速、空气密度。它们的比例因子：一般是模型小于实物(受限于风洞或旋翼试验台的尺寸和功率）。线尺寸比例因子 转速比例因子空气密度比例因子，若试验在常规大气中（非变密度风洞中）进行，则。其他物理量的比例因子，都可由此三个导出。旋翼试验常用的有：,1 若要模型与实物的 数相等，即得到如果是在常规大气（非增压风洞）中试验，则 模型与实物 数相等的条件是若用 的缩比模型，则转速要增大到100 倍，难实施。2 若要模型与实物的 数相等，则须 即模型

4、与实物的 相等，可行。3，若要模型与实物的 数相等，则须 讨论：实验条件宜利用自准区，如，,重点实验室部分试验设施及试验简介,用于前飞相对气流和旋翼尾流中的直升机部件（旋翼、尾桨、机身、尾面）气动试验；国内唯一。,H425型直升机涵道尾桨改型试验直8J直升机舰面甲板起降流场试验直升机环量控制尾梁试验剪刀式尾桨气动试验无人直升机尾面布置试验,低速风洞及反扭矩试验系统,南航“高新工程”项目和“211”国家重点学科建设项目的重要组成部分。风洞提速改造，最大风速由原来的30m/s提高到50m/s。,改造后的风洞示意图,综合试验系统的安装位置,863-705项目国防基础科研课题重点实验室基金课题,模型旋

5、翼试验台,用于悬停和前飞状态旋翼气动和动力学试验研究,旋翼/机身气动特性试验旋翼悬停地面效应试验新型桨尖气动特性试验天平动标定方法研究旋翼气弹稳定性试验共轴双旋翼干扰特性试验Z8A直升机旋翼特性试验,倾转旋翼试验台南航“211”国家重点学科建设“新概念倾转旋翼飞行器综合试验系统”项目的重要组成部分。建成了一套能够进行倾转旋翼飞行器及未来新一代高速旋翼飞行器技术研究的综合试验系统，拓展了实验室的研究能力。2006年完成并通过了国家“211”建设项目的验收。它的建成将为我国研制倾转旋翼飞行器提供技术基础，并为武器装备的发展提供技术支撑。,863-705项目国防基础科研课题重点实验室基金课题,可模拟

6、模型旋翼的六自由度运动，为研究直升机机动飞行条件下的旋翼气动和动力学特性创造了条件。该试验系统的建成提升了我室在直升机空气动力学、飞行力学和动力学方面的综合科研能力，也为发展和试验新一代旋翼飞行器提供了先进的试验手段。,直升机飞行特性与动力学综合试验系统,旋臂式模型旋翼机动飞行试验机,国际首创，获国家技术发明三等奖,直升机涡环边界试验研究直升机贴地飞行试验直升机盘旋试验直升机瞬态操纵响应试验旋翼/机翼气动干扰试验倾转机旋翼/机翼气动干扰试验大机动旋翼非定常气动力试验,立式水洞,用于直升机、旋翼或其它模型的流场显示试验,旋翼尾迹显示试验旋翼桨/涡干扰试验,实验室现有测试设备,PIV 三维激光粒子

7、测速系统 LMS 激光测振系统 高精度压强测试系统 旋翼六自由度数据测试系统,涡环状态边界,直升机垂直下降或陡下降时，旋翼尾流被阻，形成紊乱环流包围旋翼，使直升机失控，在颠簸振荡中快速坠落。,美国 19821997年15 年中 直升机涡环事故共 42 起。我国 1999年 Z-8 在三亚坠地事故 2000年长沙 Bell206 坠入湘江 台湾警用 SA365 落水失事,研究目的：建立直升机涡环危险边界的计算方法，使飞行员避免陷入涡环。,阶段2 理论分析在试验基础上，建立了涡环边界定义及计算方法,阶段3 飞行试验验证试验机：安阳航空体育运动学校的R22直升机改装：舱外-前伸支架、3轴速度传感器

8、舱内-振动传感器、操作盘、计算机系统测记：3向振动、3轴速度、试飞员感受,研究成果直升机飞行速度域可计算出涡环安全区、过渡区和危险区。在过渡区，顶杆增速可改出涡环状态；处置过迟或不当将坠毁，不会自行退出。,我国两种新研直升机的涡环边界计算计算出我国现有全部民用直升机的涡环 边界，提交给民航总局涡环边界计算方法已载入“飞机设计手册”美国海军研究院以本计算方法为依据,研制成功直升机涡环报警系统,2002年获教育部科技进步一等奖,研究成果应用,基于圆弧涡元，提出弯曲涡系尾迹模型建立了先进的自由尾迹 分析方法，可更好的计 算旋翼诱导速度场,旋翼自由尾迹,畸变的旋翼尾迹涡系,2000获国家科技进步三等奖

9、 全国优秀博士论文,计算得出的旋翼挥舞角精度验证,旋翼流场、空气动力、机身 表面压强试验研究 基于南航自由尾迹法及机身 板元法，建立了气动干扰 分析方法及计算软件,旋翼/机身气动干扰,2005年获国防科技三等奖,实测的时均流速分布,机体表面的瞬时压强分布计算值与试验值比较,试验测定诱导流场 建立了自由尾迹分析方法 共轴双旋翼同单旋翼流场 对比分析,共轴双旋翼空气动力特性,获中国航空工业总公司科技进步三等奖,共轴双旋翼 单旋翼,悬停状态实测的时均诱导速度矢量图,悬停诱导速度轴向分量 红色双旋翼，蓝色单旋翼,试验测得剪刀尾桨气动性能及诱导速度分布 建立了自由尾迹分析方法和计算软件,剪刀式尾桨空气动

10、力特性,0.1R,upper location 1,lower location 2,2003年获国防科技三等奖,实测的诱导速度分布（剪刀角 30 度),Configuration L 下位桨叶导前 Configuration U 上位桨叶导前,scissors angles,deg,结论：剪刀角及前后布局对尾桨拉力有显著影响；对于扭矩影响很小,尾桨拉力,尾桨扭矩,scissors angles,deg,试验研究：总距及周期变距快速输入时，旋翼空气动力的响应特性 基于试验结果，利用非定常气动模型及动态入流理论，创建了计算旋翼非定常气动特性的分析方法,旋翼非定常气动响应,获中国航空工业总公司科技

11、进步二等奖,悬停状态 旋翼总距快速增大或减小 时的拉力响应时间历程,快速侧向周期变距引起的滚转力矩（实测值）,高速直升机概念研究,设计技术研究 原理试验研究 参数影响研究,属当前国际研究热点,尾迹流场实验,旋翼桨尖涡的PIV测量方法示意,PIV测量设备,尾迹涡显示与测量,尾迹涡显示,尾迹涡显示与测量,数据处理,旋翼桨叶动态失速测量,旋翼桨叶动态失速实验模型,拉力系数理论与实验比较,表面压强理论与实验比较,3 微型旋翼飞行器气动测量,旋翼转速与拉力系数关系曲线,迎角与俯仰力矩关系曲线,迎角与拉力系数关系曲线,压敏涂料和温敏涂料,汽车外壳表面压强分布,飞行器表面压强分布,数据处理,压敏涂料和温敏涂料测量数据处理,谢谢大家，欢迎批评指正！,