研究直升机反转矩装置基于横流风机技术

文摘

为了提高单桨直升机低空飞行安全,直升机反转矩的一个实验模型风洞试验设备开发。模型是基于横流风机的流量控制技术(CFF)。风洞试验表明,该模型能产生侧向力。得出的影响CFF转速,转子集体螺距,向前飞行速度模型的力量是伟大的。同时,模型的数值模拟计算方法。实验和数值之间的良好协议侧向力和功率显示数值解的结果是可靠的。因此,结果在实际直升机从计算流体动力学(CFD)解决方案是可以接受的。这证明这个反转矩装置可用于直升机。

1。介绍

的基本优势传统尾旋翼,它们需要相对较小的能量,产生良好的偏航控制,大大有助于偏航阻尼和方向稳定性在向前飞行时(1]。对这些好的特性是坏的2]:尾部旋翼是危险的人放在地上,自己如果转为树木,篱笆帖子或电线。大型直升机规避这些问题,通过融合尾旋翼都远高于地面,但接触旋转叶片在较小的旋翼飞机可能被视作危险足以促使另一个系统的考虑。一些主旋翼直升机设计平衡扭矩通过使用两个或两个以上的转子,而其他设计消除转矩,应用tip-jet驱动的概念。但从单个主旋翼轴驱动扭矩,抵消尾桨仍然是直升机发展的主要方向。目前,反转矩系统是更成熟的尾桨,fenestron [3,4),没有尾桨(NOTAR)概念(5- - - - - -10]。他们都有一些优点和缺点。尾桨,fenestron直径越大,发动机需要更少的能量。然而,为了减少管道的重量,fenestron风扇直径可小如尾桨的50%。因此,它使用更多的权力比一个典型的反转矩尾桨,掌权的主旋翼的可以使用。是有效的,管的深度应该至少20%的风扇直径,根据理论。这意味着很难简化厚风扇低阻力在向前飞行。这也意味着空气路径的风扇是曲折的,所以它的效率是惩罚。另一个反转矩系统消除尾桨是休斯NOTAR。系统使用一个可变螺距扇尾梁内建立一个高容量的低压空气,走出两个槽并创建一个边界层流动的空气在尾梁利用康达效应。 The boundary layer changes the direction of airflow around the tail boom, creating thrust opposite the motion imparted to the fuselage by the torque effect of the main rotor. Benefits of the NOTAR system include increased safety (the tail rotor being vulnerable) and greatly reduced external noise. However, compared to the tail rotor, NOTAR is not widely used for reasons of low effective rate, weak maneuverability, and patent constraints. As for these bad factors, a new antitorque device, which can control flow with the assistance from the CFF, has been proposed. The CFF has been used in aircraft propulsion and flow control recently. The fan-wing aircraft [11- - - - - -16)就是其中之一。Fan-wing飞机利用CFF加速迎面而来的气流相对较厚的机翼部分,同时产生升力和推力。fan-wing飞机的优势相比传统飞机短距起飞和着陆(短距起落)前进速度低,没有停滞,大功率负载。另一个使用CFF是推进翼(17,18CFF],它嵌入到厚翼升力增强和推力生产。fan-wing飞机一样的优势。也有垂直起降(VTOL)飞机使用提出的CFF戈塞仍。或许是一个不错的选择使用直升机的CFF反转矩系统由于其优势(19,20.]。

一个新的反转矩系统应该有一个小对直升机气动特性的影响,以避免复杂的动态现象如直升机的气动耦合与其他组件,降低气动噪声,避免的气动力难以控制。最后,反转矩系统应该易于操作和控制。当前工作的目的是构建和测试一个反转矩装置和使用CFF,并验证它产生侧向力的能力。还需要分析与侧向力和功率的关系通过改变转速,转子集体螺距,向前飞行的速度。为了模拟和分析设备的气动特性在一个真实的直升机,有必要建立一个CFD方法,结果与实验数据验证了风洞测试。

2。实验方法

2.1。风洞模型和安排

CFF包含drum-like向前弯曲的叶片转子,住房的高墙内包裹。进口和出口的矩形横截面。CFF的优点是它能够延长纵向,产生一个均匀分布的流入和流出约90°流从入口到出口。因此,我们提出了如图的反转矩装置1(一)。图1 (b)说明了反转矩装置原理示意图,嵌入在尾梁MD600机身。

这个实验是基于开放回流低速风洞(图2(一个)),这是由旋翼空气动力学国家重点实验室在南京航空航天大学。实验风洞的基本参数如表所示1。图2 (b)显示了实验设备反转矩模型的几何参数。实验模型如图2 (c)。左边的接口和接口模型可以单独删除,和表中定义的参数2。整个实验台放在风洞的相对位置如图2 (d)。实验中使用的转子的基本参数如表所示3。随着转子推力将改变在不同流在风洞中,本文使用转子集体螺距定义转子向下运动的影响。表4显示,当转子转速900 r / min,转子推力与集体螺距变化速度不同的向前飞行。六个组成平衡实验(图中使用2 (e))。

2.2。实验方法

实验包括三个州,即静态,悬停状态,向前飞行状态。静态实验被定义为反转矩装置没有旋翼下洗流和静态向前飞行时流入。悬停状态的实验被定义为反转矩装置在旋翼下洗流,没有向前飞行时流入。向前飞行状态的反转矩装置实验的定义是旋翼下洗流和向前飞行时流入。首先,侧向力生成的原理实验进行了静态。烟雾发生器被放置在顶部的模型。CFF转速设置通过控制器(图3)。浓烟从出口(图模型2 (f))。这证明了模型可以产生90°流从入口到出口。所以,它可以生成一个力相反的方向喷射。力平衡的数据收集和处理由计算机(数据采集速度是100 KHz)表示。

2.3。测量的不确定性

实验的不确定性主要是表示为测量值(表的部分不确定性5)。测量的不确定性都是估计的系统和随机误差的来源,包括仪器校准,仪器精度的制造商,和数据采集分辨率。

3所示。实验结果和分析

3.1。静态

3.1.1。叶片数的影响

图4(一)显示了侧向力和转速之间的关系在不同叶片数叶片安装角是10度时,接口,和开放的角度是110度图4(一)。它可以发现侧向力增加随着转速的增加,增加率逐步上升趋势更大。这意味着CFF的旋转速度有很大的影响在侧向力。速度越高,侧向力越大。从图中,我们可以发现,用更少的叶片侧向力更大,当叶片的数目小于14件,越来越多的变化在不同的旋转速度。图4 (b)显示了所需的功率和转速之间的关系在不同叶片数。CFF的转速越快,能耗越高。在同一转速、叶片的数量越少,能耗越高。当叶片的数目小于14件,相同的功耗速度基本上是相同的。当叶片数量是10块,最大电力负荷为2.71公斤/千瓦(1800 r / min)。

3.1.2。叶片安装角的影响

图5(一个)显示了侧向力和转速之间的关系与不同叶片安装角时,叶片数量是12块,接口,和开放的角度是110度。可以看出,侧向力显然随着横流风扇转速的增加而增加。速度越高,越明显的侧向力增加。在高速度、侧向力不同安装角的变化。从图中,我们可以看到,当叶片安装角是20度时,它有一个更高的侧向力以同样的速度比其他的安装角度。图5 (b)显示了所需功率和转速之间的关系与不同叶片安装角。相比之下,图5(一个),可以看出,当转速1800 r / min,叶片安装角是20度,电力负荷是max和等于3.50公斤/千瓦。

3.2。悬停状态

图6(一)显示了侧向力和转速之间的关系具有不同转子集体球时,叶片数量是12块,叶片安装角是20度,接口,和开放的角度是110度。从图表可以看出,转子集体间距越大,侧向力就越大,这就意味着旋翼下洗流有重大影响的侧向力反转矩装置。侧向力很大(等于19.32 N) CFF转速1800 r / min时,转子集体螺距是12度。侧向力增加了约80%相比,在图10.76 N的最大价值4(一)(没有下洗流)。图6 (b)显示反转矩设备的需用功率之间的关系和CFF的旋转速度。相比之下,图5 (b)旋翼下洗流存在时,与相同转速的CFF,活性扭矩设备的需用功率高于静态状态。最大电力负荷为5.20公斤/千瓦,当转速1800 r / min。

3.3。向前飞行状态

3.3.1。向前飞行速度是5米/秒

图7(一)显示了侧向力和转速之间的关系具有不同转子集体球时,叶片数量是12块,叶片安装角是20度,与接口,打开的角度是110度,和前进速度是5米/秒。从图可以看出,侧向力增加随着转速的增加,也会增加转子集体螺距。对比图6(一),显示反转矩装置向前飞行时产生的侧向力流存在大于,没有向前飞行流。图7 (b)显示力量和CFF的旋转速度之间的关系具有不同转子集体球时,前进速度是5米/秒。从图可以发现,功耗变化在同一转速。可以推断,有部分向前飞行时气流的作用下转子向下运动涌入的横流风机反转矩装置,从而增加了侧向力。

3.3.2。向前飞行速度是10 m / s

图8(一个)显示了侧向力和转速之间的关系具有不同转子集体球时,叶片数量是12块,叶片安装角是20度,界面,打开的角度是110度,和前进速度是5米/秒。相比之下,图15,我们可以发现,当集体螺距和转子的旋转速度是相同的,侧向力增加前进速度较大时更明显。图8 (b)显示功率变化曲线。结果表明,在同一转速和动力改变一个小集体螺距和证明了向前飞行时气流的作用下转子向下运动的CFF冲进反转矩装置。的最大电力负荷0 m / s, 5 m / s, 10 m / s是5.20公斤/千瓦,6.94公斤/千瓦和7.45公斤/千瓦(转子集体螺距12度,CFF转速1800 r / min)。因此,向前流动对反转矩设备卸货的角色,这意味着当直升机需要某些活性扭矩,飞行速度越高,功耗越低。

4所示。数值方法和比较

4.1。数值计算方法

使用商业通用CFD数值模拟执行代码流利14.5流利Inc . ANSYS ICEM软件被用于网格划分。数值计算结果与实验数据相比。两个域模型数值计算图所示9。CFD分析,风扇的转速变化之间的400和1200 r / min,自由流速度是5米/秒,攻角为零。自由流速度和攻角旋转速度是常数。重整化群(RNG)用于湍流模型。压力速度耦合计算采用SIMPLEC算法。二阶逆风离散化被认为是对流条件。有限体积法与矩形元素被用于整个解决方案域。旋转和静止域相互连接油界面,满足流连续性(图9(一个))。模拟风扇旋转,叶片周围的区域作为一个滑动网格区域(图设计9 (b))。盒子的尺寸计算。统一的速度是强加在进口,而零相对静态压力的出口规定。非定常模拟需要正确设置时间步长和在每个时间步长收敛标准。这个模拟的时间步大小等于把刀刃传递期间捕获非定常流。在每个时间步内,迭代进行直到解决方案不再改变。它被发现有必要减少至少所有残差。图9 (c)显示了网格生成完成。

4.2。网格收敛性

有测量实验和模拟的数值收敛的不确定性:纯二维横生,CFD模拟,流机翼附近的结束在这个实验中,不可避免的机械损失在CFD实验但不是。域大小的影响已经被扩展域检查在每个方向上一个额外的50%长度,分别。结果(的侧向力)同意与基线域,确认当前域的大小足够大的准确预测。

网格独立性研究也有三个连续的网格:粗、中、和细网格。粗网格有总共368632个元素没有任何通货膨胀层附近的墙壁。媒介网拥有599146元素与一个小元素集群在叶片和中央区域。1毫米的通货膨胀层从第一个元素到墙上添加到住房和轴墙。细孔有1163316个元素更严格的网格控制在同一介质中使用网格位置。特别是,大大降低通货膨胀高度从1毫米到0.1毫米。研究表明,中、粗网格的结果差异显著,而不同的结果之间的介质和细网格几乎可以忽略不计。因此,它是决定使用媒介网作为进一步模拟的基础。

4.3。静态的比较

4.3.1。叶片安装角是10度

图10显示数值模拟计算和试验结果对比曲线,当叶片数量是16,叶片安装角是10度,接口,和开度角是110度。我们可以看到,有一个小数值模拟的结果与实验结果在误差范围内,趋势是一致的。这意味着侧向力数值计算方法和所需的力量反扭矩设备是可信的。

4.3.2。叶片安装角是20度

图11显示数值模拟计算和试验结果对比曲线,当叶片数量是16,叶片安装角是10度,界面,打开角度是110度。我们可以看到,有一些差异数值模拟的结果和实验结果的误差范围内,趋势是一致的。这意味着侧向力的数值计算方法和所需的力量反扭矩设备保持高精度即使叶片安装角的改变。

4.4。悬停状态比较

4.1.1。开放的角度是110度

图12曲线显示了侧向力和所需的功率与转速变化时,叶片数量是12,叶片安装角是20度,与界面,打开的角度是110度,和集体螺距是12度。从图可以看出,数值结果与实验结果一致,数值方法是可靠的。

10/24/11。张角变化

测试条件如下:CFF转速1400 r / min,叶片数量是12,叶片安装角是20度,转子集体螺距是10度。开度角是90度,110度,130度,150度。图13表明,侧向力有一个极端的观点当孔径角110度和130度之间。电力负荷计算的风洞测试数据是6.17公斤/千瓦,6.83公斤/千瓦,5.78公斤/千瓦和4.14公斤/千瓦有不同的角度。旋翼下洗流的反转矩装置加速度函数变得较弱时,打开角度大于110度。因此,一个合适的孔径角到反转矩设备也是一个重要参数。图(13日)显示了实验和数值计算的侧向力反转矩装置在不同的角度。数值计算的误差相对较大。这是因为需要四个网格计算模型,分别建立模型时的开度角为90°,110°、130°、150°。电网之间的连接和网格数量是不同的接口和壳,这可能会导致错误。然而,计算结果和实验值之间的偏差也是可以接受的。

4.4.3。左和右界面变化

实验条件如下:CFF转速1400 r / min,叶片数量是12,叶片安装角是20度,转子集体螺距是10度,流动速度是0 m / s,和开放的角度是110度。这是显示在图(14日)反转矩装置一个接口时,侧向力小于其他两个病例和侧向力大于其他两种情况界面(没有离开接口)的一半。与风洞的实验数据相比,所产生的侧向力的配置是高于其他两种情况,本文的数值结果是一致的。通过数值模拟,它是非常方便的看到空气流动。图14 (b)是反应的外部流场流线扭矩设备接口。它可以发现流动分离的位置在左壳外表面。表面附近形成涡壳的一部分,气流不沿着左边的壳壳的底部的反扭矩设备出口,但它从左壳分开。图14 (c)流程图是当反扭矩设备接口的一半。图14 (d)外部流程图反应时扭矩设备没有接口。比较图14 (c)与14 (d),我们可以看到,反转矩装置左壳旋翼下洗流和CFF吸流,所以它的流线型的密度和流量速度较高。根据伯努利定理,压力低于对壳牌和左力提升。这是有利于活性扭矩。左壳设备的流动特性与正确的界面相似,没有接口。所不同的是,气流分离后,设备接口。因此,可以得出结论,反转矩装置由两种方式产生的侧向力。一部分是气流加速了CFF两次,当它到达风扇和被驱逐到出口。根据牛顿第三定律,它获得左侧的力量。这部分的侧向力约占70%。侧向力的另一部分是空气通过反转矩装置的外表面,形成速度环量的影响下旋翼下洗流和CFF吸流并产生侧向力类似于NOTAR直升机。

4.5。向前飞行状态比较

4.5.1。向前飞行速度是5米/秒

数据(15日)和15 (b)显示曲线侧向力和所需的功率与转速变化时,叶片数量是12,叶片安装角是20度,与接口,打开的角度是110度,集体螺距是12度,前进速度是5米/秒。图(15日)显示了侧向力在不同旋转速度前进速度是5米/秒。数值计算和实验结果之间的误差在600 r / min, 1000 r / min, 1400 r / min,和1800 r / min是6.7%,4.2%,4.1%,和4.8%,分别。误差大,低速实验值低。也许,CFF内偏心涡强度很低,尚未形成稳定的低速模式。和计算值被认为是理想的情况;形成一个稳定的流场,所以结果是更大的。从图可以看出,数值计算的结果是可信的。

数据15 (c)和15 (d)显示曲线侧向力和所需的功率与转速变化时,叶片数量是12,叶片安装角是20度,与接口,打开的角度是110度,集体螺距是12度,前进速度是10 m / s。从图可以看出,数值计算的结果与实验结果一致。

5。结论

本文得出了以下结论基于风洞试验和数值计算方法:(1)风洞试验证明了反转矩装置可以产生侧向力。CFF转速、旋翼下洗流和向前飞行流对侧向力有很大影响。本文的最优几何参数反扭矩设备如下:叶片数量是10,有一半界面,打开的角度是110度。测试计算电力负荷的无功扭矩设备有一点不同与普通直升机和它可以单桨直升机尾桨的发生机制。(2)我们进行了数值计算在不同叶片安装角、叶片数不同,不同的开启角度,有或没有接口,不同的CFF旋转速度,不同的旋翼下洗流速度,不同的前进速度,并与风洞试验的结果。最后,这证明计算结果是可信的。(3)数值模拟流型显示最初的原则产生侧向力。一部分是CFF加速气流,另一部分是气流绕过反扭矩设备的外表面,形成循环,速度和生成侧向力。(4)根据形状特征的反扭矩设备,系统可以安排单桨直升机尾梁的平衡反扭矩和控制通过控制CFF的旋转速度。

相互竞争的利益

作者宣称没有利益冲突。

确认

作者要感谢的优先级学术项目的财政支持发展江苏高等教育机构和南京航空航天大学创新基金(批准号201501049)。

引用

1. c·l·张“直升机技术的新发展,”南京航空航天大学杂志》上卷,29号6,607 - 614年,1997页。视图:谷歌学术搜索
2. x p .倪r·h·蔡j . x曹和j·z,“直升机技术的现状及前景,”航空公司等宇航学报学报,24卷,不。1、16 - 20,2003页。视图:谷歌学术搜索
3. z。Yu和中州。曹”,导管尾桨的CFD模拟和验证”,《航天实力,21卷,不。1,19到24,2006页。视图:谷歌学术搜索
4. 中州。曹,k . Chen j . Wang和w l。阴”,CFD分析导管尾部旋翼的气动特性和它的机翼,”《航天实力,19卷,不。6,792 - 797年,2004页。视图:谷歌学术搜索
5. 饶卡洛,“Tailboom设计的520 n NOTAR直升机,”学报》第46届论坛的美国直升机学会,第1部分(2)(AHS的90)1卷,第556 - 549页,1990年。视图:谷歌学术搜索
6. Yavrucuk, h·m·巴克尔和o . Uzol,“数学建模的NOTAR反转矩飞行仿真系统”美国直升机学会杂志》上,卷。58岁的没有。2,文章ID 022002年,第415 - 407页,2013年。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
7. j·李和w·杨,”直升机尾梁的横截面分析NOTAR系统”Aerodynamica学报,33卷,不。2、239 - 245年,2015页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
8. z . x, y . d .高,和h . m . Wang”循环控制参数对直升机尾梁的侧向推力转子向下运动,”直升机技术4卷,12 - 24,2011页。视图:谷歌学术搜索
9. x p·罗,c·l·张,m . s .沈,“没有尾桨及其实验研究《航天实力,11卷,不。1、15—18,1996页。视图:谷歌学术搜索
10. z . x, y . d .高,和h . m . Wang”循环的研究参数控制尾梁,”航空科学和技术》第六卷,11日至20日,2009页。视图:谷歌学术搜索
11. 李和n, l·孟,你们y,“fan-wing飞机的研究进展和应用前景。”航空公司等宇航学报学报,36卷,不。8,2651 - 2661年,2015页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
12. t .问:党和p·r·布什内尔”空气动力学的错流球迷和他们的应用程序对飞机推进和流控制,”航空航天科学进展,45卷,不。1 - 3、1至29,2009页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
13. 美国民兵和m . h . Shojaeefard”流动的数值模拟与交叉流风机机翼升力产生成员在新飞机模型中,“飞机工程和航空航天技术,卷81,不。1,59 - 64年,2009页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
14. 美国民兵、m . h . Shojaeefard和k . Goudarzi”实验研究提供的气流在机翼失速迫使一个集成的横流风扇,“美国机械工程师学会学报》上,部分旅客:航空航天工程杂志》上,卷225,不。1,第104 - 97页,2011。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
15. 美国民兵和m . h . Shojaeefard”机翼的实验和数值研究结合交叉流风机,”航空航天工程杂志,卷227,不。7,1173 - 1187年,2013页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
16. 美国民兵和m . h . Shojaeefard”机翼的形状优化包括横流风扇,“飞机工程和航空航天技术,卷81,不。5,407 - 415年,2009页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
17. j·d·Kummer领军t .问:见鬼,”与集成横流风扇,高扬程推进翼”杂志上的飞机,43卷,不。4、1059 - 1068年,2006页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
18. n . Thouault c . Breitsamter和n·a·亚当斯”数值和实验分析的通用fan-in-wing配置”杂志上的飞机,46卷,不。2、656 - 666年,2009页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
19. m .唐、z . f . Tang和h·d·吴”anti-torque转子系统结构参数对其空气动力学的影响,“直升机技术,卷2,15 - 19,2013页。视图:谷歌学术搜索
20. z . f . Tang m . Tang和h·d·吴”的影响分析转子anti-torque系统的结构参数对其空气动力的影响,”进行第二届亚洲/澳洲旋翼飞机论坛和第四届国际基础研究会议上旋翼飞机的技术,页1 - 9,天津,中国,2013。视图:谷歌学术搜索

版权

版权©2016 Du Siliang et al。这是一个开放的访问分布在条知识共享归属许可,它允许无限制的使用、分配和复制在任何媒介,提供最初的工作是正确引用。