直升机旋翼动态失速流动控制新方法探索研究

The dynamic stall has a significant impact on the performance of helicopter. It is always a challenge for the helicopter designer to develop an effective method to alleviate or suppress the dynamic stall. The present project proposes a novel method to suppress the rotor dynamic stall based on the inflatable leading edge bump. The basic idea is descripted as below. The inflatable bump is reasonably depolyed on the leading edge of the rotor, and it will be inflated when the rotor blade rotates to the retreating side. The changed shape of leading edge will influence the flow significantly and alleviate the separation of flow. When the rotor blade rotates to the forward side, the inflatable bump will be deflated and attaches to the blade surface keeping the original design shape. This method has no rotating or transmission mechanism, makes minimum change to the original rotor structure, gives maximum shape control range and suits the deformation control under complicated conditions such as rotor elastic and oscillation movements. This project will adopt both of computational fluid dynamics method and experimental method to investigate several aspects, including numerical simulation of rotor dynamic stall, design method of the inflatable leading edge bump, the influence of the inflatable bump on the dynamic stall suppression by means of both the numerical simulation and experiment. It is expected that the present project will develop a complete numerical simulation code for solving the helicopter rotor flow based on the unstructured grid and Navier-Stokes equations. The mechanism of rotor dynamic stall and influence of the inflatable bump on the dynamic stall suppression will be further discovered, and a novel method of rotor dynamic stall suppression will be explored.

前飞旋翼的动态失速对直升机性能具有重要影响，减缓或抑制动态失速的研究一直是直升机旋翼设计的难点之一。本项目提出了一种新颖的基于前缘充气气囊的旋翼动态失速抑制方法，基本思路是：在旋翼前缘布置可充放气的气囊装置，在后行侧对其充气，改变前缘形状，达到减缓或抑制分离的效果；在前行侧放出气体，气囊在自身弹性作用下紧贴旋翼表面，恢复到原设计外形。该方法无复杂转动或传动机构、对旋翼原有结构改动不大、可控外形变化范围大，且适合旋翼弹性变形和摆振情况下的前缘变形控制。项目将采用计算流体力学方法和实验验证两种技术途径进行探索研究，主要研究内容包括旋翼动态失速机理数值模拟研究、充气气囊设计方法、气囊对旋翼动态失速抑制规律的数值模拟研究及实验研究。本项目预期将发展出一套完善的基于非结构网格的旋翼流动N-S方程求解程序，揭示旋翼动态失速机理，掌握充气气囊对动态失速的影响规律，探索出一种新颖的旋翼动态失速抑制方法。

项目的研究背景是直升机旋翼在高速重载前飞时所遇到的动态失速问题，旨在通过本项目的研究而探索出一种有效的旋翼动态失速抑制方法。项目主要对一种前缘充气气囊方法进行了探索研究，研究内容包括：适用于充气气囊设计的弹性膜结构的动力学建模方法和相关算法，基于通量守恒型旋转滑移网格方法的旋翼N-S方程求解方法，充气前缘概念初步方案及相关结构设计要求，基于充气气囊构型一的翼型静失速和动态失速控制，基于充气气囊构型二的动态失速控制方案分析与改进，基于充气气囊构型三的动态失速控制等。.项目针对充气气囊结构，先后提出了三种方案构型，具体的主要研究过程和研究结果如下：构型一可以使旋翼翼型SC1095的静失速迎角增加5.8°，增大幅度约为44%，但是当考虑气囊弹性变形时，控制能力有所减弱；构型一在不考虑弹性变形时可以显著抑制动态失速，在合适参数条件下，可以将深失速的迟滞环面积缩小50%以上，具体的控制效果与相关参数密切相关；在考虑弹性变形时，构型一的放气过程中气囊运动不稳定，项目结合基于MSD模型的流固耦合方程，对充气单元设计进行改进，得到构型二方案；对构型二进行的动力学分析表明其在充放气过程中会出现“甩鞭”运动现象，导致气囊出现褶皱，不适合作为动态失速控制方案；项目提出改进的构型三方案，解决了“甩鞭”问题，完成了对动态失速的有效控制。此外，项目还进行了拓展研究，对基于联合射流的动态失速抑制方法进行了探索研究，结果表明：在适当射流动量系数下，动态失速特性得到了极大的改善，升阻力和力矩迟滞环面积显著缩小，可以完全消除基准翼型力矩系数曲线所反映出的负阻尼区域。.项目执行期间发表论文17篇，其中SCI索引9篇，EI索引12篇，获得授权发明专利4项，实用新型专利3项，获得计算机软件著作权2项。项目研究成果对于指导未来直升机旋翼设计和其他类型分离流动的控制方法研究具有很好的参考价值和科学意义。