直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)-課件.ppt

直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)第八章直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn) 旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室唐正飛 直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn) 試驗(yàn)的重要作用1驗(yàn)證理論理論含有假定 推理 簡化熱質(zhì) g 干擾2建立數(shù)據(jù)庫理論尚不能預(yù)測的問題 靠試驗(yàn)數(shù)據(jù) 經(jīng)驗(yàn)公式翼型性能手冊3探索新領(lǐng)域 新問題認(rèn)識(shí)源自實(shí)踐 經(jīng)歷 觀察 主動(dòng)試驗(yàn) 居里鐳 夢討論 正確認(rèn)識(shí)理論與實(shí)踐的關(guān)系糾正重理論輕實(shí)踐的偏向 直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)內(nèi)容 力 力矩 扭矩測量試驗(yàn)如旋翼 尾槳 機(jī)身等誘導(dǎo)速度測量試驗(yàn)如旋翼 尾槳 機(jī)身附近誘導(dǎo)速度 槳尖渦等表面壓力測量試驗(yàn)如機(jī)身表面 槳葉表面等噪聲測量試驗(yàn)如旋翼噪聲 尾槳噪聲等 試驗(yàn)的相似性試驗(yàn)與實(shí)際相似 試驗(yàn)結(jié)果才有用 條件 同類事物 幾何相似 運(yùn)動(dòng)相似 邊界條件相似 對應(yīng)點(diǎn)的同名物理量同比例 各相似準(zhǔn)則數(shù)相等 分別代表滿足某一相似條件 如試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c事物的 S數(shù)相等 運(yùn)動(dòng)相似 M數(shù)相等 空氣壓縮性作用相似 Re數(shù)相等 空氣黏性力作用相似 Fr數(shù)相等 重力場中的作用相似 Lo數(shù)相等 質(zhì)量慣性力相似 Ca數(shù)相等 彈性力相似 等等 除非用實(shí)物做試驗(yàn) 模型試驗(yàn)中完全相似是不可能的 只能按試驗(yàn)?zāi)康倪x定最關(guān)鍵的相似準(zhǔn)則 旋翼模型試驗(yàn)常用的相似準(zhǔn)則幾何相似是前提 槳轂型式及相對尺寸 如鉸偏置量等翼型及其沿徑向配置槳葉片數(shù)k 寬度 扭度 槳尖形狀運(yùn)動(dòng)相似 相等 即相等動(dòng)力學(xué)相似 相似準(zhǔn)則根據(jù)試驗(yàn)?zāi)康倪x定 研究阻力或功率時(shí) 須雷諾數(shù)相等研究高速特性及槳尖 馬赫數(shù)相等關(guān)注重力作用時(shí) 弗魯?shù)聰?shù)相等 比例因子模型與實(shí)物的各相應(yīng)參數(shù)之比 三個(gè)基本 獨(dú)立 的物理量一般取 線尺寸 轉(zhuǎn)速 空氣密度 它們的比例因子 一般是模型小于實(shí)物 受限于風(fēng)洞或旋翼試驗(yàn)臺(tái)的尺寸和功率 線尺寸比例因子轉(zhuǎn)速比例因子空氣密度比例因子 若試驗(yàn)在常規(guī)大氣中 非變密度風(fēng)洞中 進(jìn)行 則 其他物理量的比例因子 都可由此三個(gè)導(dǎo)出 旋翼試驗(yàn)常用的有 1若要模型與實(shí)物的數(shù)相等 即得到如果是在常規(guī)大氣 非增壓風(fēng)洞 中試驗(yàn) 則模型與實(shí)物數(shù)相等的條件是若用的縮比模型 則轉(zhuǎn)速要增大到100倍 難實(shí)施 2若要模型與實(shí)物的數(shù)相等 則須即模型與實(shí)物的相等 可行 3 若要模型與實(shí)物的數(shù)相等 則須討論 實(shí)驗(yàn)條件宜利用自準(zhǔn)區(qū) 如 重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室部分試驗(yàn)設(shè)施及試驗(yàn)簡介 用于前飛相對氣流和旋翼尾流中的直升機(jī)部件 旋翼 尾槳 機(jī)身 尾面 氣動(dòng)試驗(yàn) 國內(nèi)唯一 H425型直升機(jī)涵道尾槳改型試驗(yàn)直8J直升機(jī)艦面甲板起降流場試驗(yàn)直升機(jī)環(huán)量控制尾梁試驗(yàn)剪刀式尾槳?dú)鈩?dòng)試驗(yàn)無人直升機(jī)尾面布置試驗(yàn) 低速風(fēng)洞及反扭矩試驗(yàn)系統(tǒng) 南航 高新工程 項(xiàng)目和 211 國家重點(diǎn)學(xué)科建設(shè)項(xiàng)目的重要組成部分 風(fēng)洞提速改造 最大風(fēng)速由原來的30m s提高到50m s 改造后的風(fēng)洞示意圖 綜合試驗(yàn)系統(tǒng)的安裝位置 863 705項(xiàng)目國防基礎(chǔ)科研課題重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金課題 模型旋翼試驗(yàn)臺(tái) 用于懸停和前飛狀態(tài)旋翼氣動(dòng)和動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)研究 旋翼 機(jī)身氣動(dòng)特性試驗(yàn)旋翼懸停地面效應(yīng)試驗(yàn)新型槳尖氣動(dòng)特性試驗(yàn)天平動(dòng)標(biāo)定方法研究旋翼氣彈穩(wěn)定性試驗(yàn)共軸雙旋翼干擾特性試驗(yàn)Z8A直升機(jī)旋翼特性試驗(yàn) 傾轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)臺(tái)南航 211 國家重點(diǎn)學(xué)科建設(shè) 新概念傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器綜合試驗(yàn)系統(tǒng) 項(xiàng)目的重要組成部分 建成了一套能夠進(jìn)行傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器及未來新一代高速旋翼飛行器技術(shù)研究的綜合試驗(yàn)系統(tǒng) 拓展了實(shí)驗(yàn)室的研究能力 2006年完成并通過了國家 211 建設(shè)項(xiàng)目的驗(yàn)收 它的建成將為我國研制傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器提供技術(shù)基礎(chǔ) 并為武器裝備的發(fā)展提供技術(shù)支撐 863 705項(xiàng)目國防基礎(chǔ)科研課題重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金課題 可模擬模型旋翼的六自由度運(yùn)動(dòng) 為研究直升機(jī)機(jī)動(dòng)飛行條件下的旋翼氣動(dòng)和動(dòng)力學(xué)特性創(chuàng)造了條件 該試驗(yàn)系統(tǒng)的建成提升了我室在直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué) 飛行力學(xué)和動(dòng)力學(xué)方面的綜合科研能力 也為發(fā)展和試驗(yàn)新一代旋翼飛行器提供了先進(jìn)的試驗(yàn)手段 直升機(jī)飛行特性與動(dòng)力學(xué)綜合試驗(yàn)系統(tǒng) 旋臂式模型旋翼機(jī)動(dòng)飛行試驗(yàn)機(jī) 國際首創(chuàng) 獲國家技術(shù)發(fā)明三等獎(jiǎng) 直升機(jī)渦環(huán)邊界試驗(yàn)研究直升機(jī)貼地飛行試驗(yàn)直升機(jī)盤旋試驗(yàn)直升機(jī)瞬態(tài)操縱響應(yīng)試驗(yàn)旋翼 機(jī)翼氣動(dòng)干擾試驗(yàn)傾轉(zhuǎn)機(jī)旋翼 機(jī)翼氣動(dòng)干擾試驗(yàn)大機(jī)動(dòng)旋翼非定常氣動(dòng)力試驗(yàn) 立式水洞 用于直升機(jī) 旋翼或其它模型的流場顯示試驗(yàn) 旋翼尾跡顯示試驗(yàn)旋翼槳 渦干擾試驗(yàn) 實(shí)驗(yàn)室現(xiàn)有測試設(shè)備 PIV三維激光粒子測速系統(tǒng)LMS激光測振系統(tǒng)高精度壓強(qiáng)測試系統(tǒng)旋翼六自由度數(shù)據(jù)測試系統(tǒng) 渦環(huán)狀態(tài)邊界 直升機(jī)垂直下降或陡下降時(shí) 旋翼尾流被阻 形成紊亂環(huán)流包圍旋翼 使直升機(jī)失控 在顛簸振蕩中快速墜落 美國1982 1997年15年中直升機(jī)渦環(huán)事故共42起 我國1999年Z 8在三亞墜地事故2000年長沙Bell206墜入湘江臺(tái)灣警用SA365落水失事 研究目的 建立直升機(jī)渦環(huán)危險(xiǎn)邊界的計(jì)算方法 使飛行員避免陷入渦環(huán) 階段2理論分析在試驗(yàn)基礎(chǔ)上 建立了渦環(huán)邊界定義及計(jì)算方法 階段3飛行試驗(yàn)驗(yàn)證試驗(yàn)機(jī) 安陽航空體育運(yùn)動(dòng)學(xué)校的R22直升機(jī)改裝 艙外 前伸支架 3軸速度傳感器艙內(nèi) 振動(dòng)傳感器 操作盤 計(jì)算機(jī)系統(tǒng)測記 3向振動(dòng) 3軸速度 試飛員感受 研究成果直升機(jī)飛行速度域可計(jì)算出渦環(huán)安全區(qū) 過渡區(qū)和危險(xiǎn)區(qū) 在過渡區(qū) 頂桿增速可改出渦環(huán)狀態(tài) 處置過遲或不當(dāng)將墜毀 不會(huì)自行退出 我國兩種新研直升機(jī)的渦環(huán)邊界計(jì)算計(jì)算出我國現(xiàn)有全部民用直升機(jī)的渦環(huán)邊界 提交給民航總局渦環(huán)邊界計(jì)算方法已載入 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊 美國海軍研究院以本計(jì)算方法為依據(jù) 研制成功直升機(jī)渦環(huán)報(bào)警系統(tǒng) 2002年獲教育部科技進(jìn)步一等獎(jiǎng) 研究成果應(yīng)用 基于圓弧渦元 提出彎曲渦系尾跡模型建立了先進(jìn)的自由尾跡分析方法 可更好的計(jì)算旋翼誘導(dǎo)速度場 旋翼自由尾跡 畸變的旋翼尾跡渦系 2000獲國家科技進(jìn)步三等獎(jiǎng)全國優(yōu)秀博士論文 計(jì)算得出的旋翼揮舞角精度驗(yàn)證 旋翼流場 空氣動(dòng)力 機(jī)身表面壓強(qiáng)試驗(yàn)研究基于南航自由尾跡法及機(jī)身板元法 建立了氣動(dòng)干擾分析方法及計(jì)算軟件 旋翼 機(jī)身氣動(dòng)干擾 2005年獲國防科技三等獎(jiǎng) 實(shí)測的時(shí)均流速分布 機(jī)體表面的瞬時(shí)壓強(qiáng)分布 計(jì)算值與試驗(yàn)值比較 試驗(yàn)測定誘導(dǎo)流場建立了自由尾跡分析方法共軸雙旋翼同單旋翼流場對比分析 共軸雙旋翼空氣動(dòng)力特性 獲中國航空工業(yè)總公司科技進(jìn)步三等獎(jiǎng) 共軸雙旋翼單旋翼 懸停狀態(tài)實(shí)測的時(shí)均誘導(dǎo)速度矢量圖 懸停誘導(dǎo)速度軸向分量紅色 雙旋翼 藍(lán)色 單旋翼 試驗(yàn)測得剪刀尾槳?dú)鈩?dòng)性能及誘導(dǎo)速度分布建立了自由尾跡分析方法和計(jì)算軟件 剪刀式尾槳空氣動(dòng)力特性 0 1R upperlocation1 lowerlocation2 2003年獲國防科技三等獎(jiǎng) 實(shí)測的誘導(dǎo)速度分布 剪刀角30度 ConfigurationL 下位槳葉導(dǎo)前ConfigurationU 上位槳葉導(dǎo)前 scissorsangles deg 結(jié)論 剪刀角及前后布局對尾槳拉力有顯著影響 對于扭矩影響很小 尾槳拉力 尾槳扭矩 scissorsangles deg 試驗(yàn)研究 總距及周期變距快速輸入時(shí) 旋翼空氣動(dòng)力的響應(yīng)特性基于試驗(yàn)結(jié)果 利用非定常氣動(dòng)模型及動(dòng)態(tài)入流理論 創(chuàng)建了計(jì)算旋翼非定常氣動(dòng)特性的分析方法 旋翼非定常氣動(dòng)響應(yīng) 獲中國航空工業(yè)總公司科技進(jìn)步二等獎(jiǎng) 懸停狀態(tài)旋翼總距快速增大或減小時(shí)的拉力響應(yīng)時(shí)間歷程 快速側(cè)向周期變距引起的滾轉(zhuǎn)力矩 實(shí)測值 高速直升機(jī)概念研究 設(shè)計(jì)技術(shù)研究原理試驗(yàn)研究參數(shù)影響研究 屬當(dāng)前國際研究熱點(diǎn) 尾跡流場實(shí)驗(yàn) 旋翼槳尖渦的PIV測量方法示意 PIV測量設(shè)備 尾跡渦顯示與測量 尾跡渦顯示 尾跡渦顯示與測量 數(shù)據(jù)處理 旋翼槳葉動(dòng)態(tài)失速測量 旋翼槳葉動(dòng)態(tài)失速實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?拉力系數(shù)理論與實(shí)驗(yàn)比較 表面壓強(qiáng)理論與實(shí)驗(yàn)比較 3微型旋翼飛行器氣動(dòng)測量 旋翼轉(zhuǎn)速與拉力系數(shù)關(guān)系曲線 迎角與俯仰力矩關(guān)系曲線 迎角與拉力系數(shù)關(guān)系曲線 壓敏涂料和溫敏涂料 汽車外殼表面壓強(qiáng)分布 飛行器表面壓強(qiáng)分布 數(shù)據(jù)處理 壓敏涂料和溫敏涂料測量數(shù)據(jù)處理 謝謝大家 歡迎批評(píng)指正