一種直升機(jī)旋翼/尾槳?dú)鈩痈蓴_數(shù)值仿真方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及直升機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，具體是一種直升機(jī)旋翼/尾獎氣動干擾數(shù)值仿真方 法。
【背景技術(shù)】
[0002] 直升機(jī)是部件間的氣動干擾非常復(fù)雜，直接關(guān)系到直升機(jī)的性能和飛行品質(zhì)。在 過去，關(guān)于直升機(jī)孤立旋翼或孤立尾獎的研究已經(jīng)開展了許多工作，然而，針對考慮真實(shí)情 況的旋翼/尾獎非定常干擾的研究相對較少。1977年，Levedon等人針對Lynx直升機(jī)進(jìn) 行了飛行實(shí)測，W確定該直升機(jī)前飛時產(chǎn)生"哺哺"（"burble")噪聲的原因。Lynx直升 機(jī)在最初設(shè)計中，尾獎的旋轉(zhuǎn)方向是"底向后"，而當(dāng)改變尾獎旋轉(zhuǎn)方向?yàn)?底向前"時，"哺 哺"（"burble")噪聲的問題得到了解決。近年來，德國Yin等人在近期的"抓-HeliNOVI 項(xiàng)目"中，針對B0-105直升機(jī)的旋翼/尾獎干擾問題進(jìn)行了試驗(yàn)研究。他們的研究結(jié)果與 Levedon的是相反的，他們認(rèn)為在爬升狀態(tài)和平飛狀態(tài)，尾獎旋轉(zhuǎn)方向?yàn)?底向后"時的直 升機(jī)平均噪聲水平要低于尾獎旋轉(zhuǎn)方向?yàn)?底向前"的水平。出現(xiàn)矛盾結(jié)論的原因是兩者 采用的直升機(jī)構(gòu)型參數(shù)的不同，Lynx直升機(jī)尾獎相對于旋翼的位置要低于B0-105直升機(jī)。 由此可見，尾獎旋轉(zhuǎn)方向和旋翼/尾獎相對位置對尾獎的氣動噪聲特性，乃至直升機(jī)的整 體飛行性能都有很大影響。不同的飛行狀態(tài)和旋翼/尾獎參數(shù)，會導(dǎo)致旋翼尾跡與尾獎的 相遇位置不同，從而使得尾獎受干擾影響的特性不同。若采用試驗(yàn)方法對旋翼和尾獎受干 擾的特性進(jìn)行研究，一是成本過高，二是不能夠仿真各種實(shí)際的飛行情況，比如特別危險的 情形。而采用數(shù)值仿真方法對旋翼/尾獎干擾進(jìn)行分析可大幅度減小試驗(yàn)成本和周期，也 可方便地針對多種構(gòu)型和各種狀態(tài)下的旋翼/尾獎干擾特性進(jìn)行研究。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明要解決的問題是提供一種直升機(jī)旋翼/尾獎氣動干擾數(shù)值仿真方法，該方 法較準(zhǔn)確地分析直升機(jī)的旋翼/尾獎干擾對其氣動特性的影響，降低了研究成本，擴(kuò)大了 研究范圍。
[0004] 本發(fā)明公開的一種直升機(jī)旋翼/尾獎氣動干擾數(shù)值仿真方法，包括W下步驟：
[0005] 1)根據(jù)常規(guī)直升機(jī)的構(gòu)型參數(shù)，確定旋翼和尾獎的展弦比W及相對位置，從而建 立用于旋翼/尾獎氣動干擾數(shù)值模擬的計算模型；
[0006] 2)生成相應(yīng)的旋翼和尾獎網(wǎng)格；
[0007] 3)分別在懸停狀態(tài)、低速前飛狀態(tài)、中速前飛狀態(tài)和高速前飛狀態(tài)下，針對底向前 和底向后尾獎、高位和低位尾獎，對旋翼/尾獎干擾流場進(jìn)行CFD計算；
[000引 4)對比步驟3)中的計算結(jié)果，分析不同參數(shù)對旋翼/尾獎氣動干擾的影響。
[0009] 作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述步驟3)中的C抑計算包括W下步驟：
[0010] 301)讀入直升機(jī)計算參數(shù)、旋翼和尾獎獎葉貼體網(wǎng)格W及背景網(wǎng)格；
[0011] 302)對直升機(jī)旋翼和尾獎獎葉網(wǎng)格W及背景網(wǎng)格進(jìn)行前處理；
[0012] 303)對旋翼和尾獎網(wǎng)格在背景網(wǎng)格中進(jìn)行挖洞和貢獻(xiàn)單元捜索，并將兩者的嵌套 關(guān)系進(jìn)行儲存；
[0013] 304)進(jìn)行流場初始化；
[0014] 305)更新直升機(jī)旋翼和尾獎獎葉網(wǎng)格坐標(biāo)；
[0015] 306)更新直升機(jī)旋翼和尾獎獎葉網(wǎng)格和背景網(wǎng)格之間的嵌套關(guān)系；
[0016] 307)進(jìn)行Lynx直升機(jī)旋翼和尾獎獎葉網(wǎng)格上的流場計算，包括無粘通量、端流模 型、粘性通量計算W及LU-SGS隱式時間推進(jìn)，并更新背景網(wǎng)格上對應(yīng)的洞邊界單元的流場 信息；在旋翼/尾獎干擾流場計算中采用N-S方程作為主控方程：
[0017]
(1)
[0018] 使用MUS化格式對單元內(nèi)流場變量進(jìn)行重構(gòu)，并采用低耗散的Roe格式進(jìn)行空間 離散，根據(jù)Roe格式，網(wǎng)格面上的無粘通量計算公式為：
[0019]
(2)
[0020]選用Venkatakrishnan限制器；
[0021]
(3)
[0022] 采用雙時間法模擬干擾流場的非定常效應(yīng)，引入偽時間，并對偽時間和物理時間 導(dǎo)數(shù)分別進(jìn)行差分處理，可得到：
[0023]
(4)
[0024] 采用Spalart-Allmaras-方程模型作為端流模型；
[0025]308)進(jìn)行背景網(wǎng)格上的流場計算，并更新獎葉網(wǎng)格外邊界的流場信息；
[0026] 309)判斷是否超過偽時間步數(shù)；若是，則進(jìn)行下一步驟；若否，則返回步驟307);
[0027] 310)判斷是否超過物理時間步數(shù)；若是，則進(jìn)行下一步驟；若否，則返回步驟 30巧；
[002引 311)輸出直升機(jī)旋翼和尾獎干擾流場信息、獎葉表面壓力、剖面氣動力；計算結(jié) 束。
[0029] 作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述步驟307)中，在雙時間法中的偽時間步引 入LU-SGS隱式時間；無矩陣形式的LU-SGS格式，具體計算方法可分為兩個步驟：
[0030] 3071)向前掃略；
[0031]
(5)
[0032] 3072)向后掃略；
[0033]
(6)
[0034] 作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，在所述步驟302)中還計算單元體積。
[0035] 作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，在所述步驟304)中，進(jìn)行流場初始化時，若是 第一次計算，則可把來流狀態(tài)的流場變量作為計算初值；若是之前進(jìn)行過相同旋翼的類似 狀態(tài)計算，則可將其最終流場作為本次計算的流場初值。
[0036] 本發(fā)明的直升機(jī)旋翼/尾獎氣動干擾數(shù)值仿真方法建立了一種準(zhǔn)確的旋翼/尾獎 氣動干擾的數(shù)值仿真模型，建立的旋翼/尾獎氣動干擾的數(shù)值仿真模型在結(jié)果上更接近于 實(shí)際的干擾結(jié)果。將不同的旋翼/尾獎參數(shù)輸入到計算輸入文件中，并進(jìn)行計算，得出的干 擾流場結(jié)果，就可W模擬直升機(jī)旋翼/尾獎在不同飛行狀態(tài)的干擾情況，并避免了傳統(tǒng)禍 系方法中對旋翼/尾獎氣動干擾進(jìn)行計算而帶來的誤差，可直接服務(wù)于直升機(jī)設(shè)計、飛行 性能計算W及飛行品質(zhì)分析。
【附圖說明】
[0037] 圖1是本發(fā)明的旋翼/尾獎氣動干擾計算的流程圖；
[003引圖2是仿真的流場結(jié)構(gòu)側(cè)視圖；
[0039] 圖3是仿真的流場結(jié)構(gòu)俯視圖；
[0040] 圖4是干擾狀態(tài)下的尾獎葉典型剖面法向力數(shù)值仿真結(jié)果示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0041] 下面結(jié)合附圖，采用針對典型直升機(jī)驗(yàn)證的算例，對本發(fā)明提出的一種直升機(jī)旋 翼/尾獎氣動干擾數(shù)值仿真方法進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0042] 本發(fā)明公開的一種直升機(jī)旋翼/尾獎氣動干擾數(shù)值仿真方法，采用基于N-S方程 的CFD計算方法針對旋翼/尾獎干擾流場、氣動力進(jìn)行數(shù)值仿真，并可重點(diǎn)圍繞尾獎旋轉(zhuǎn)方 向W及尾獎垂向位置兩個重要構(gòu)型參數(shù)對旋翼/尾獎干擾特性展開參數(shù)影響分析。具體包 括W下步驟：
[0043] 1)根據(jù)常規(guī)直升機(jī)的構(gòu)型參數(shù)，確定旋翼和尾獎的展弦比W及相對位置，從而建 立用于旋翼/尾獎氣動干擾數(shù)值模擬的計算模型。由所述計算模型中得知旋翼和尾獎的半 徑比，獎尖速度比，也能夠通過旋翼和尾獎的垂向相對位置來判斷所采用的旋翼/尾獎構(gòu) 型中，尾獎是高位尾獎或是低位尾獎，是拉力式尾獎或者是推力式尾獎。
[0044] 2)生成相應(yīng)的旋翼和尾獎網(wǎng)格。首先采用公知的"楠圓型方程網(wǎng)格生成法"生成 旋翼或尾獎獎葉剖面的二維翼型網(wǎng)格，然后采用"平鋪法"生成其=維獎葉網(wǎng)格。另外，在 生成網(wǎng)格時，需考慮在步驟1)中確定的旋翼和尾獎相對位置，從而控制旋翼和尾獎獎葉網(wǎng) 格的厚度層數(shù)，W保證最終生成的獎葉網(wǎng)格不與其它獎葉的物面發(fā)生碰撞。
[0045] 3)分別在懸停狀態(tài)、低速前飛狀態(tài)、中速前飛狀態(tài)和高速前飛狀態(tài)下，針對底向前 和底向后尾獎、高位和低位尾獎，對旋翼/尾獎干擾流場進(jìn)行CFD計算：
[0046] 如圖1所示，步驟301)，讀入Lynx直升機(jī)計算參數(shù)、旋翼和尾獎獎葉貼體網(wǎng)格W及 背景網(wǎng)格。