通过数值模拟的方法对十字构型倾转四旋翼UAV在倾转过渡状态下前旋翼/机身/后旋翼间的气动干扰进行了计算与分析。分别建立了孤立前旋翼、前后旋翼、前旋翼-机身、前后旋翼-机身组合时的计算模型。在不同旋翼倾转角下,研究了以上组合模型对前旋翼、后旋翼以及机身的气动力和力矩的影响并分析了相互间的气动干扰情况,得出了前旋翼是整机气动干扰影响的主导因素,揭示了旋翼/机身间气动干扰形成的原因,为该构型旋翼布置与控制系统的设计提供参考。

建立间断伽辽金方法并将其应用于直升机旋翼桨尖涡演化和气动特性的精确模拟。首先,选取旋转参考坐标系下的雷诺平均N-S方程作为控制方程,采用嵌套网格方法对旋翼流场进行模拟,在桨叶网格和背景网格上分别采用有限体积法和间断伽辽金法。此外,空间离散采用高分辨率、低耗散的Harten-Lax-Van Leer contact(HLLC)格式,时间离散采用显式三阶龙格-库塔格式。然后,采用所建立的CFD方法对C-T旋翼的气动特性和桨尖涡演化进行了数值模拟,计算结果与试验数据吻合较好,很好地验证了间断伽辽金方法的准确性,展示了其相较于有限体积方法在捕捉桨尖涡细节方面的优势。最后,对比分析了在不同桨尖马赫数和旋翼总距下旋翼桨尖涡的演化规律。

为满足我国直升机研发对自主旋翼翼型的迫切需求,开展了旋翼翼型气动优化设计与验证方法研究。发展了旋翼翼型指标分析与给定方法,给出了我国直升机旋翼翼型谱系规划设想,以进化多目标算法为基础结合PCA算法建立了旋翼翼型多点/多目标优化设计方法,突破了旋翼翼型气动特性精准测量风洞试验技术。利用所建立的方法对典型厚度翼型进行了优化设计并开展了风洞试验验证,计算评估与试验验证均表明自主设计翼型综合性能较国外参考翼型有一定提升。在此基础上,进一步构建了旋翼性能理论计算与试验验证综合评估方法,两种方式得到的旋翼主要性能数据偏差小于5%,表明该方法具有较高的可靠性。评估结果显示,基于设计翼型的旋翼模型气动性能较基于参考翼型的旋翼模型提升了3%。

为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU⁃SGS隐式格式和Roe⁃MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟,计算结果与试验数据吻合良好,验证了数值模拟方法的准确性。然后,通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究,揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后,开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明,动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素;翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化,使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小,二次峰值位置有规律地前移或后移。

共轴刚性旋翼前飞状态的气动特性主要由工况环境中的来流速度、密度和桨叶的翼型配置、弦长分布和扭转分布等气动布局参数决定。气动布局参数的综合影响决定了共轴刚性旋翼的的升力偏置量。了解前飞速度和升力偏置量对前飞性能的影响规律有利于设计更适合于高速飞行的共轴刚性旋翼。因此，本文通过求解可压雷诺平均N-S（Reynolds-averaged Navier-Stokes，RANS）方程对4 m直径的由两副2片矩形桨叶旋翼构成的共轴刚性旋翼模型的前飞流场进行了数值模拟，获得了不同前进比下的气动力并对不同升力偏置量下的旋翼性能进行了对比。数值模拟结果表明，随前进比增大，桨叶展向拉力分布更加趋于合理，拉力中心向桨叶中段移动，可以充分给桨尖卸载;旋翼升力主要由前行侧桨叶提供，升力偏置量过大容易产生激波诱导失速，不利于高速前飞。

采用前行桨叶概念（Advancing blade concept，ABC）的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力，然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此，本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计，通过改进桨叶平面外形提升旋翼前飞性能。基于雷诺平均NS（Reynold-saveraged Navier-Stokes，RANS）方程对共轴旋翼流场进行了气动性能数值模拟，在此基础上建立了代理模型结合遗传算法（Genetic algorithm，GA）的高效共轴旋翼气动布局优化方法，以前飞升阻比为目标函数进行优化，得到约束外形下的具有非线性弦长分布、尖削及后掠特征的桨叶外形。试验结果表明优化桨叶相比基准矩形桨叶升阻比得到明显的提升（前进比为0.6状态下升阻比提升约30%），证明了优化的有效性。