00）0.引言多旋翼無人機(jī)作為一種優(yōu)秀的飛行平臺(tái)，在民用的諸多領(lǐng)域發(fā)揮著舉足輕重的作用，從影視航拍到農(nóng)業(yè)植保再到國土測繪，我們幾乎可以在各行各業(yè)中看到多旋翼無人機(jī)的身影。多旋翼無人機(jī)憑借其優(yōu)異的可靠性及操縱性，獲得了民用領(lǐng)域的青睞，成為家喻戶曉的高科技產(chǎn)品，但與此同時(shí)，多旋翼無人機(jī)的劣勢也在其廣泛應(yīng)用中越來越受到關(guān)注。多旋翼無人機(jī)采用螺旋槳作為升力的來源，但螺旋槳無法改變槳距，使得其氣動(dòng)效率低于直升機(jī)旋翼，又加上多個(gè)螺旋槳相距較近，會(huì)產(chǎn)生較為嚴(yán)重的氣動(dòng)干擾

）1 引言共軸雙旋翼兼顧垂直起降和高速飛行的能力，其結(jié)構(gòu)緊湊、上下旋翼反轉(zhuǎn)扭矩相消，具有良好的操控性等優(yōu)勢，廣泛應(yīng)用在民用和軍用領(lǐng)域［1-3］。但是，由于兩個(gè)旋翼距離較近，上旋翼下洗流直接作用在下旋翼的入流區(qū)域，使得旋翼間的氣動(dòng)干擾變得更為復(fù)雜。復(fù)雜的氣動(dòng)環(huán)境增加了共軸旋翼單元?dú)鈩?dòng)分析的難度。文獻(xiàn)［4］在國外航空航天局對(duì)兩個(gè)全尺寸的共軸旋翼進(jìn)行了性能測試，得到了上下旋翼的升阻力系數(shù)。文獻(xiàn)［5］運(yùn)用CFD方法得到了懸停時(shí)共軸雙旋翼的流場分布。文獻(xiàn)［6］采用滑

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN15 個(gè) 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN20 個(gè) 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN25 個(gè) 68.38 77.57 68.00 17015旋翼式冷水表(螺紋)LXS-15E DN32個(gè)103.0 0 112.0 0 99.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN

相比于常規(guī)直升機(jī)旋翼，共軸式剛性雙旋翼可以顯著提高直升機(jī)運(yùn)行時(shí)的工作拉力，無需安裝力矩平衡尾槳，具有結(jié)構(gòu)緊湊、氣動(dòng)效率高等特點(diǎn)，在高速直升機(jī)上應(yīng)用廣泛。但共軸式雙旋翼相較于單旋翼，氣動(dòng)特性更為復(fù)雜，上下兩副旋翼的旋向相反，旋翼周圍流場為非定常流場[1]，上下兩副旋翼的間距小，上下旋翼間產(chǎn)生嚴(yán)重氣動(dòng)干擾。氣動(dòng)干擾不僅影響直升機(jī)的飛行平衡及其操縱穩(wěn)定，也使得共軸式雙旋翼氣動(dòng)載荷計(jì)算難度驟增[2]。在正向設(shè)計(jì)直升機(jī)旋翼的時(shí)候，動(dòng)力傳動(dòng)系統(tǒng)的匹配是關(guān)鍵步驟之一，旋

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN15 個(gè) 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN20 個(gè) 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN25 個(gè) 68.38 77.57 68.00 17015 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN32 個(gè) 103.0 0 112.0 0 99.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN15 個(gè) 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN20 個(gè) 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN25 個(gè) 68.38 77.57 68.00 17015旋翼式冷水表(螺紋)LXS-15E DN32個(gè)103.0 0 112.0 0 99.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN

150066）旋翼系統(tǒng)是直升機(jī)的升力面，其設(shè)計(jì)的優(yōu)劣對(duì)直升機(jī)的飛行性能有著至關(guān)重要的影響。槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼性能有直接的影響。1948 年，Gessow 提出理想負(fù)扭轉(zhuǎn)的概念，這種槳葉扭轉(zhuǎn)分布可以使旋翼在懸停及軸流狀態(tài)下的誘導(dǎo)速度沿槳尖平面均勻分布，從而使旋翼的誘導(dǎo)功率最小。受材料、制造工藝等因素的制約，早期直升機(jī)的旋翼槳葉多采用無扭轉(zhuǎn)或簡單的線性負(fù)扭轉(zhuǎn)較小的設(shè)計(jì)方案[1]。隨著材料、制造工藝等技術(shù)的進(jìn)步，旋翼槳葉可以實(shí)現(xiàn)更大的負(fù)扭轉(zhuǎn)角度，從而使槳葉的扭轉(zhuǎn)

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN15 個(gè) 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN20 個(gè) 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN25 個(gè) 68.38 77.57 70.00 17015旋翼式冷水表(螺紋)LXS－15E DN32個(gè)103.0 0 112.0 0 100.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E D

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN15 個(gè) 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN20 個(gè) 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN25 個(gè) 68.38 77.57 70.00 17015旋翼式冷水表(螺紋)LXS-15E DN32個(gè)103.00 112.0 0 100.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN15 個(gè) 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN20 個(gè) 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN25 個(gè) 68.38 77.57 73.00 17015 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN32 個(gè) 103.0 0 112.0 0 104.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－1

74)引 言交叉旋翼是一種獨(dú)特的旋翼構(gòu)型, 具有結(jié)構(gòu)緊湊、氣動(dòng)效率高的特點(diǎn), 并且采用該構(gòu)型旋翼的直升機(jī)重量效率很高, 如K-MAX直升機(jī), 空重只有2 330 kg, 極端情況下可吊起3 100 kg的貨物.相對(duì)于單旋翼、共軸雙旋翼等常規(guī)構(gòu)型, 交叉旋翼的兩幅旋翼旋轉(zhuǎn)軸呈一定角度, 旋轉(zhuǎn)中心距離很近.兩幅旋翼的流場交叉影響, 互相處在對(duì)方下洗和尾跡渦中, 存在嚴(yán)重的渦-渦、槳-渦干擾等復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象.目前, 國內(nèi)外對(duì)于共軸旋翼、縱列旋翼的氣動(dòng)及流場特性研

懸浮子彈升力由多旋翼懸浮裝置提供，因此懸浮子彈多旋翼間的氣動(dòng)干擾特性研究對(duì)于提高子彈的懸浮能力具有重要意義。對(duì)于旋翼氣動(dòng)特性的研究，蘇京昭等人通過對(duì)不同結(jié)構(gòu)參數(shù)的旋翼模型進(jìn)行研究，得到單旋翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)其氣動(dòng)力的影響，為懸浮彈懸浮裝置旋翼結(jié)構(gòu)參數(shù)的選擇提供了依據(jù)[1]。肖天航等人建立了低雷諾數(shù)非定常流場的數(shù)值方法，并將其應(yīng)用于微型飛行器[3]。黃水林等人建立了對(duì)縱列式直升機(jī)雙旋翼氣動(dòng)干擾特性分析的自由下洗流迭代方法，并對(duì)縱列式雙旋翼氣動(dòng)干擾特性進(jìn)行分析[4

00）0 引言四旋翼是由4 個(gè)電機(jī)和螺旋槳驅(qū)動(dòng)的無人機(jī)。由于四旋翼具有較簡單的結(jié)構(gòu)，在科研、工業(yè)和農(nóng)業(yè)等方面[1?2]被廣泛應(yīng)用。但當(dāng)前四旋翼的控制研究主要在低速飛行控制方面，而較少有人關(guān)注四旋翼的高速（大于8 m/s）飛行控制研究。四旋翼的高速穩(wěn)定飛行對(duì)螺旋槳在高速飛行下的變形、四旋翼空氣動(dòng)力學(xué)模型等研究具有相當(dāng)重要的意義[3]。具有系繩約束的無人機(jī)有許多應(yīng)用，如可以用于無人機(jī)的供電[4]、機(jī)器人遠(yuǎn)程控制的輔助[5]，還可以用于室內(nèi)定位[6]和無人機(jī)的定

航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)0 引 言與常規(guī)單旋翼直升機(jī)相比，縱列式直升機(jī)具有諸多優(yōu)勢，比如更加緊湊的結(jié)構(gòu)，更大的載重量，更強(qiáng)的抗側(cè)風(fēng)能力，更高的懸停效率，允許較大的重心變化范圍等。這些優(yōu)點(diǎn)決定了縱列式直升機(jī)具有廣闊的應(yīng)用前景，軍事上，可應(yīng)用于機(jī)降部隊(duì)、彈藥投送、艦船補(bǔ)給、吊運(yùn)大型武器裝備等方面，民用方面，適用于災(zāi)后物資運(yùn)送、災(zāi)民轉(zhuǎn)移、油氣開發(fā)、森林滅火等方面[1-4]。因此，對(duì)縱列式直升機(jī)的理論研究具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。

S方程的共軸剛性旋翼流場數(shù)值模擬方法。通過對(duì)比不同前行槳尖馬赫數(shù)旋翼的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，驗(yàn)證了該方法的準(zhǔn)確性和模擬ABC旋翼的適用性。運(yùn)用商業(yè)軟件ANSYS ICEM 劃分非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，采用了滑移網(wǎng)格和動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，在FLUENT求解器中使用UDF程序?qū)崿F(xiàn)了槳葉周期變距運(yùn)動(dòng)，對(duì)在懸停及大速度前飛狀態(tài)下的XH-59A旋翼流場進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。計(jì)算結(jié)果表明：XH-59A旋翼在懸停狀態(tài)上旋翼對(duì)下旋翼的氣動(dòng)干擾比較大，但隨著前飛速度的增加，干擾逐漸減小;上下旋翼間的氣動(dòng)干

航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016直升機(jī)在垂直起降和貼地飛行時(shí)，必然會(huì)經(jīng)歷有地面效應(yīng)的飛行狀態(tài)。此時(shí)，地面對(duì)旋翼的性能有顯著影響，在相同功率條件下，旋翼近地時(shí)產(chǎn)生的拉力與遠(yuǎn)離地面時(shí)相比明顯增大，這種現(xiàn)象稱之為“地面效應(yīng)”(Ground Effect)。相對(duì)于傳統(tǒng)的單旋翼直升機(jī)而言，共軸剛性旋翼直升機(jī)的地面效應(yīng)更加復(fù)雜。這是由于共軸剛性旋翼由兩副轉(zhuǎn)向相反的旋翼構(gòu)成，其下旋翼大部分區(qū)域處于上旋翼的下洗流和尾跡渦中，雙旋翼間的氣動(dòng)干擾

計(jì)研究所，直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.南京航空航天大學(xué)，直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)共軸剛性旋翼非定常氣動(dòng)特性初步試驗(yàn)研究曾 偉1，林永峰1，黃水林1，朱清華2(1.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.南京航空航天大學(xué)，直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)為了解旋翼總距、間距、轉(zhuǎn)速和風(fēng)速等參數(shù)對(duì)共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)特性影響

航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016懸停狀態(tài)共軸剛性雙旋翼非定常流動(dòng)干擾機(jī)理朱正， 招啟軍*，李鵬 南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法，建立了一套適合于懸停狀態(tài)下共軸剛性雙旋翼非定常干擾流場分析的計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法。首先，基于高效的運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格技術(shù)，采用積分形式的可壓雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程作為雙旋翼非定常流場求解控制方程，湍流模型選用B

停狀態(tài)下縱列式雙旋翼氣動(dòng)干擾性能計(jì)算楊學(xué)峰1，吳林波2(1.海軍裝備采購中心，北京 100001；2.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)針對(duì)縱列式雙旋翼共面與不共面兩種情況，建立了雙旋翼氣動(dòng)干擾特性分析的計(jì)算方法，通過與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，表明了方法的有效性。在此基礎(chǔ)上，開展了懸停狀態(tài)下縱列式雙旋翼的氣動(dòng)性能初步分析，獲取了旋翼拉力、需用功率隨槳榖間距、旋翼轉(zhuǎn)速、總距角等參數(shù)的變化影響規(guī)律，結(jié)果表明，相比于傳統(tǒng)單旋翼直升機(jī)，縱列式雙旋翼附加了一項(xiàng)

0089)直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速包線拓展試飛研究張毅1, 尹建峰2(1.中國飛行試驗(yàn)研究院 中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗(yàn)研究院 試飛員學(xué)院, 陜西 西安 710089)根據(jù)在國外試飛的經(jīng)歷,介紹并分析了單旋翼帶尾槳直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速包線拓展試飛有關(guān)內(nèi)容。首先根據(jù)該試飛科目要求來源,結(jié)合相關(guān)適航規(guī)范確定試驗(yàn)點(diǎn);其次介紹了科目的試飛基本方法,并分析了無動(dòng)力時(shí)初始試驗(yàn)點(diǎn)的選擇和旋翼轉(zhuǎn)速的控制;最終進(jìn)行了空中演示試驗(yàn)并對(duì)試驗(yàn)

拉力要大于孤立的旋翼系統(tǒng)，原因是涵道本體提供了相當(dāng)一部分升力。其次，上下旋翼共軸反槳，產(chǎn)生的反向扭矩可以相互抵消，省去了無人直升機(jī)的尾槳。再則，涵道結(jié)構(gòu)使無人機(jī)結(jié)構(gòu)更加緊湊，低空飛行安全性高，噪聲低，隱蔽性好。國外關(guān)于單旋翼涵道無人機(jī)的研究已經(jīng)相當(dāng)成熟[1－2]。對(duì)于共軸雙旋翼的理論計(jì)算也由來已久，早先采用滑流理論[3]，后來發(fā)展到預(yù)定尾渦模型[4－5]，再后來發(fā)展到自由渦模型[6]。國內(nèi)的童自立、孫茂[7]采用了動(dòng)量源項(xiàng)法對(duì)雙旋翼的干擾流動(dòng)進(jìn)行了Navi

設(shè)計(jì)研究所直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn)，333001）0 引 言直升機(jī)旋翼尾跡幾何形狀隨操縱和流場參數(shù)復(fù)雜多變［1］，且旋翼各槳葉的槳尖渦互誘導(dǎo)和自誘導(dǎo)作用引起的尾跡畸變使得旋翼氣動(dòng)特性難以準(zhǔn)確計(jì)算。對(duì)于縱列式直升機(jī)，其旋翼尾跡中渦線之間的纏繞更為嚴(yán)重，兩旋翼之間相互誘導(dǎo)作用使其氣動(dòng)特性比單旋翼情況更加復(fù)雜，要完全通過數(shù)值模擬來研究縱列式雙旋翼氣動(dòng)特性是很困難的。正如文獻(xiàn)［2］指出的那樣，旋翼氣動(dòng)性能計(jì)算的關(guān)鍵是旋翼尾跡的確定，因此，深入地開展