傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器旋翼-機(jī)翼-機(jī)身氣動干擾計算.pdf

1、本文計算了傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器懸停狀態(tài)和過渡飛行狀態(tài)的旋翼/機(jī)翼/短翼/機(jī)身之間的氣動干擾和氣動特性，分析了其特點，并進(jìn)行了初步的試驗驗證。 本文首先根據(jù)研究對象建立了計算傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器氣動特性/氣動干擾的數(shù)學(xué)模型，給出了基本控制方程，對控制方程進(jìn)行了離散和線性化；隨后，為了適合進(jìn)行CFD軟件計算，建立了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的幾何模型，并對旋翼模型作了適當(dāng)簡化，引入了自定義函數(shù)，對計算域進(jìn)行了網(wǎng)格生成；接著使用了CFD軟件分別計算了懸停狀態(tài)和過

2、渡飛行狀態(tài)的氣動干擾/氣動特性。最后，對旋翼/機(jī)翼/短翼組合模型的計算結(jié)果和實驗結(jié)果進(jìn)行了初步的比較，結(jié)果表明吻合程度較好。 通過計算發(fā)現(xiàn)，在懸停狀態(tài)，模型的機(jī)翼、短翼和機(jī)身中段的上表面出現(xiàn)明顯的靜壓增大區(qū)域。旋翼對模型的向下載荷約為旋翼拉力的14％。在過渡飛行狀態(tài)，機(jī)翼上表面的靜壓增大區(qū)域在過渡到飛機(jī)模式后消失，樣機(jī)模型在整個過渡飛行中全機(jī)升力與旋翼拉力在垂直方向分量的合力大于自身重力，變化趨勢平緩。說明模型在現(xiàn)有的設(shè)計參數(shù)下