一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法

一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及直升机技术领域，具体是一种直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方 法。
【背景技术】
[0002] 直升机是部件间的气动干扰非常复杂，直接关系到直升机的性能和飞行品质。在 过去，关于直升机孤立旋翼或孤立尾奖的研究已经开展了许多工作，然而，针对考虑真实情 况的旋翼/尾奖非定常干扰的研究相对较少。1977年，Levedon等人针对Lynx直升机进 行了飞行实测，W确定该直升机前飞时产生"哺哺"（"burble")噪声的原因。Lynx直升 机在最初设计中，尾奖的旋转方向是"底向后"，而当改变尾奖旋转方向为"底向前"时，"哺 哺"（"burble")噪声的问题得到了解决。近年来，德国Yin等人在近期的"抓-HeliNOVI 项目"中，针对B0-105直升机的旋翼/尾奖干扰问题进行了试验研究。他们的研究结果与 Levedon的是相反的，他们认为在爬升状态和平飞状态，尾奖旋转方向为"底向后"时的直 升机平均噪声水平要低于尾奖旋转方向为"底向前"的水平。出现矛盾结论的原因是两者 采用的直升机构型参数的不同，Lynx直升机尾奖相对于旋翼的位置要低于B0-105直升机。 由此可见，尾奖旋转方向和旋翼/尾奖相对位置对尾奖的气动噪声特性，乃至直升机的整 体飞行性能都有很大影响。不同的飞行状态和旋翼/尾奖参数，会导致旋翼尾迹与尾奖的 相遇位置不同，从而使得尾奖受干扰影响的特性不同。若采用试验方法对旋翼和尾奖受干 扰的特性进行研究，一是成本过高，二是不能够仿真各种实际的飞行情况，比如特别危险的 情形。而采用数值仿真方法对旋翼/尾奖干扰进行分析可大幅度减小试验成本和周期，也 可方便地针对多种构型和各种状态下的旋翼/尾奖干扰特性进行研究。

【发明内容】

[0003] 本发明要解决的问题是提供一种直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方法，该方 法较准确地分析直升机的旋翼/尾奖干扰对其气动特性的影响，降低了研究成本，扩大了 研究范围。
[0004] 本发明公开的一种直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方法，包括W下步骤：
[0005] 1)根据常规直升机的构型参数，确定旋翼和尾奖的展弦比W及相对位置，从而建 立用于旋翼/尾奖气动干扰数值模拟的计算模型；
[0006] 2)生成相应的旋翼和尾奖网格；
[0007] 3)分别在悬停状态、低速前飞状态、中速前飞状态和高速前飞状态下，针对底向前 和底向后尾奖、高位和低位尾奖，对旋翼/尾奖干扰流场进行CFD计算；
[000引 4)对比步骤3)中的计算结果，分析不同参数对旋翼/尾奖气动干扰的影响。
[0009] 作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤3)中的C抑计算包括W下步骤：
[0010] 301)读入直升机计算参数、旋翼和尾奖奖叶贴体网格W及背景网格；
[0011] 302)对直升机旋翼和尾奖奖叶网格W及背景网格进行前处理；
[0012] 303)对旋翼和尾奖网格在背景网格中进行挖洞和贡献单元捜索，并将两者的嵌套 关系进行储存；
[0013] 304)进行流场初始化；
[0014] 305)更新直升机旋翼和尾奖奖叶网格坐标；
[0015] 306)更新直升机旋翼和尾奖奖叶网格和背景网格之间的嵌套关系；
[0016] 307)进行Lynx直升机旋翼和尾奖奖叶网格上的流场计算，包括无粘通量、端流模 型、粘性通量计算W及LU-SGS隐式时间推进，并更新背景网格上对应的洞边界单元的流场 信息；在旋翼/尾奖干扰流场计算中采用N-S方程作为主控方程：
[0017]
(1)
[0018] 使用MUS化格式对单元内流场变量进行重构，并采用低耗散的Roe格式进行空间 离散，根据Roe格式，网格面上的无粘通量计算公式为：
[0019]
(2)
[0020]选用Venkatakrishnan限制器；
[0021]
(3)
[0022] 采用双时间法模拟干扰流场的非定常效应，引入伪时间，并对伪时间和物理时间 导数分别进行差分处理，可得到：
[0023]
(4)
[0024] 采用Spalart-Allmaras-方程模型作为端流模型；
[0025]308)进行背景网格上的流场计算，并更新奖叶网格外边界的流场信息；
[0026] 309)判断是否超过伪时间步数；若是，则进行下一步骤；若否，则返回步骤307);
[0027] 310)判断是否超过物理时间步数；若是，则进行下一步骤；若否，则返回步骤 30巧；
[002引 311)输出直升机旋翼和尾奖干扰流场信息、奖叶表面压力、剖面气动力；计算结 束。
[0029] 作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤307)中，在双时间法中的伪时间步引 入LU-SGS隐式时间；无矩阵形式的LU-SGS格式，具体计算方法可分为两个步骤：
[0030] 3071)向前扫略；
[0031]
(5)
[0032] 3072)向后扫略；
[0033]
(6)
[0034] 作为上述技术方案的进一步改进，在所述步骤302)中还计算单元体积。
[0035] 作为上述技术方案的进一步改进，在所述步骤304)中，进行流场初始化时，若是 第一次计算，则可把来流状态的流场变量作为计算初值；若是之前进行过相同旋翼的类似 状态计算，则可将其最终流场作为本次计算的流场初值。
[0036] 本发明的直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方法建立了一种准确的旋翼/尾奖 气动干扰的数值仿真模型，建立的旋翼/尾奖气动干扰的数值仿真模型在结果上更接近于 实际的干扰结果。将不同的旋翼/尾奖参数输入到计算输入文件中，并进行计算，得出的干 扰流场结果，就可W模拟直升机旋翼/尾奖在不同飞行状态的干扰情况，并避免了传统祸 系方法中对旋翼/尾奖气动干扰进行计算而带来的误差，可直接服务于直升机设计、飞行 性能计算W及飞行品质分析。
【附图说明】
[0037] 图1是本发明的旋翼/尾奖气动干扰计算的流程图；
[003引图2是仿真的流场结构侧视图；
[0039] 图3是仿真的流场结构俯视图；
[0040] 图4是干扰状态下的尾奖叶典型剖面法向力数值仿真结果示意图。
【具体实施方式】
[0041] 下面结合附图，采用针对典型直升机验证的算例，对本发明提出的一种直升机旋 翼/尾奖气动干扰数值仿真方法进行详细说明。
[0042] 本发明公开的一种直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方法，采用基于N-S方程 的CFD计算方法针对旋翼/尾奖干扰流场、气动力进行数值仿真，并可重点围绕尾奖旋转方 向W及尾奖垂向位置两个重要构型参数对旋翼/尾奖干扰特性展开参数影响分析。具体包 括W下步骤：
[0043] 1)根据常规直升机的构型参数，确定旋翼和尾奖的展弦比W及相对位置，从而建 立用于旋翼/尾奖气动干扰数值模拟的计算模型。由所述计算模型中得知旋翼和尾奖的半 径比，奖尖速度比，也能够通过旋翼和尾奖的垂向相对位置来判断所采用的旋翼/尾奖构 型中，尾奖是高位尾奖或是低位尾奖，是拉力式尾奖或者是推力式尾奖。
[0044] 2)生成相应的旋翼和尾奖网格。首先采用公知的"楠圆型方程网格生成法"生成 旋翼或尾奖奖叶剖面的二维翼型网格，然后采用"平铺法"生成其=维奖叶网格。另外，在 生成网格时，需考虑在步骤1)中确定的旋翼和尾奖相对位置，从而控制旋翼和尾奖奖叶网 格的厚度层数，W保证最终生成的奖叶网格不与其它奖叶的物面发生碰撞。
[0045] 3)分别在悬停状态、低速前飞状态、中速前飞状态和高速前飞状态下，针对底向前 和底向后尾奖、高位和低位尾奖，对旋翼/尾奖干扰流场进行CFD计算：
[0046] 如图1所示，步骤301)，读入Lynx直升机计算参数、旋翼和尾奖奖叶贴体网格W及 背景网格。 [0047] 步骤302)，对Lynx直升机旋翼和尾奖奖叶网格W及背景网格进行前处理。由于读 入的是结构化的奖叶网格和背景网格，而流场求解是基于非结构网格的，因此，需要得到一 些额外的关于拓扑结构的信息，如网格面左右单元、网格面的顶点序号等。另外，还需要计 算单元体积等网格信息。
[0048] 步骤303)在Lynx直升机流场计算前需对旋翼和尾奖网格在背景网格中进行挖洞 和贡献单元捜索，并将两者的嵌套关系用数组进行储存。
[0049]步骤304)，进行流场初始化。若是第一次计算，则可把来流状态的流场变量作为计 算初值；若是之前进行过相同旋翼的类似状态计算，则可将其最终流场作为本次计算的流 场初值，该可W加快本次计算的收敛速度。
[0化0]步骤305)，更新Lynx直升机旋翼和尾奖奖叶网格坐标，并计算当前位置处的奖叶 网格面法矢、网格运动速度等信息。
[0化1]步骤306)，更新Lynx直升机旋翼和尾奖奖叶网格和背景网格之间的嵌套关系，即 挖洞和贡献单元捜索。
[0化2]步骤307)，进行Lynx直升机旋翼和尾奖奖叶网格上的流场计算，包括无粘通量、 端流模型、粘性通量计算W及LU-SGS隐式时间推进等，并更新背景网格上对应的洞边界单 元的流场信息。在旋翼/尾奖干扰流场计算中采用N-S方程作为主控方程：
[0053]
(1)
[0化4] 使用MUS化格式对单元内流场变量进行重构，并采用低耗散的Roe格式进行空间 离散。根据Roe格式，网格面上的无粘通量计算公式为：
[0055]
(2)
[0化6] 选用收敛性好的Venkatakrishnan限制器W避免插值过程中出现新的极值：
[0057]
(3)
[005引采用双时间法模拟干扰流场的非定常效应，引入伪时间，并对伪时间和物理时间 导数分别进行差分处理，可得到：
[0059]
(4)
[0060] 采用众所周知的Spalart-Allmaras-方程模型作为端流模型。
[0061] 为了提高干扰流场的计算效率，在双时间法中的伪时间步引入高效的LU-SGS隐 式时间W加快干扰流场求解的收敛速度。无矩阵形式的LU-SGS格式，具体计算方法可分为 两个步骤：
[0062] 步骤3071)向前扫略；
[0066] 同时，采用化enMP并行策略对干扰流场的求解过程进行加速处理。
[0067] 步骤308)，进行背景网格上的流场计算，包括无粘通量、粘性通量计算W及 LU-SGS隐式时间推进等，并更新奖叶网格外边界的流场信息。
[0068] 步骤309)，判断是否超过伪时间步数。若是，则进行下一步骤；若不是，则重复第 ^；：步和第八步。
[0069] 步骤310)，判断是否超过物理时间步数。若是，则进行下一步骤；若不是，则重复 第五步至第九步。
[0070] 步骤311)，输出Lynx直升机旋翼和尾奖干扰流场信息、奖叶表面压力、剖面气动 力等结果。典型数值仿真结果见图2。图中给出了拉力式和推力式两种构型的尾奖在前进 比为0. 1时的数值模拟结果，从图上可W看出，在此前进比条件下，两种构型的尾奖奖叶 在0. 85剖面处的法向气动力随方位角的变化基本一致。
[0071] 步骤312)，计算结束。
[0072] 4)对比步骤3)中的计算结果，分析不同参数对旋翼/尾奖气动干扰的影响。
【主权项】
1. 一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法，其特征在于：包括以下步骤： 1) 根据常规直升机的构型参数，确定旋翼和尾桨的展弦比以及相对位置，从而建立用 于旋翼/尾桨气动干扰数值模拟的计算模型； 2) 生成相应的旋翼和尾桨网格； 3) 分别在悬停状态、低速前飞状态、中速前飞状态和高速前飞状态下，针对底向前和底 向后尾桨、高位和低位尾桨，对旋翼/尾桨干扰流场进行CFD计算； 4) 对比步骤3)中的计算结果，分析不同参数对旋翼/尾桨气动干扰的影响。2. 根据权利要求1所述的直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法，其特征在于：所 述步骤3)中的CFD计算包括以下步骤： 301) 读入直升机计算参数、旋翼和尾桨桨叶贴体网格以及背景网格； 302) 对直升机旋翼和尾桨桨叶网格以及背景网格进行前处理； 303) 对旋翼和尾桨网格在背景网格中进行挖洞和贡献单元搜索，并将两者的嵌套关系 进行储存； 304) 进行流场初始化； 305) 更新直升机旋翼和尾桨桨叶网格坐标； 306) 更新直升机旋翼和尾桨桨叶网格和背景网格之间的嵌套关系； 307) 进行Lynx直升机旋翼和尾桨桨叶网格上的流场计算，包括无粘通量、湍流模型、 粘性通量计算以及LU-SGS隐式时间推进，并更新背景网格上对应的洞边界单元的流场信 息；在旋翼/尾桨干扰流场计算中采用N-S方程作为主控方程：式中，W为守恒变量，F(W)和G(W)分别表示无粘通量和粘性通量；Vol表示任意单元 体，dVol表示单元体Vol的体积，SVol表示Vol的边界，dS表示SVol上的面元； 使用MUSCL格式对单元内流场变量进行重构，并采用低耗散的Roe格式进行空间离散， 根据Roe格式，网格面上的无粘通量计算公式为：式中，（·表示网格面ij上的值，R和L分别表示网格面的左右两侧； 选用 Venkatakrishnan 限制器：其中，A1^in= Wmin-Wi, A1^x= Wmax-Wi,而Wmin和Wmax为单元体i及其所有相邻单元中 最小和最大流体变量值；I2为与网格尺度有关的控制变量；△ 2定义为单元体i的流体变量 沿格心到面心矢量的方向梯度； 采用双时间法模拟干扰流场的非定常效应，引入伪时间，并对伪时间和物理时间导数 分别进行差分处理，可得到：其中，1为伪时间步，η为物理时间步；Λ τ为伪时间增量，Λ t为物理时间增量； 采用Spalart-Allmaras -方程模型作为端流模型； 308) 进行背景网格上的流场计算，并更新桨叶网格外边界的流场信息； 309) 判断是否超过伪时间步数；若是，则进行下一步骤；若否，则返回步骤307); 310) 判断是否超过物理时间步数；若是，则进行下一步骤；若否，则返回步骤305); 311) 输出直升机旋翼和尾桨干扰流场信息、桨叶表面压力、剖面气动力；计算结束。3. 根据权利要求2所述的直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法，其特征在于：所 述步骤307)中，在双时间法中的伪时间步引入LU-SGS隐式时间；无矩阵形式的LU-SGS格 式，具体计算方法可分为两个步骤： 3071) 向前扫略：3072) 向后扫略：4. 根据权利要求1所述的直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法，其特征在于：在 所述步骤302)中还计算单元体积。5. 根据权利要求1所述的直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法，其特征在于：在 所述步骤304)中，进行流场初始化时，若是第一次计算，则可把来流状态的流场变量作为 计算初值；若是之前进行过相同旋翼的类似状态计算，则可将其最终流场作为本次计算的 流场初值。
【专利摘要】本发明公开的直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法，根据直升机相关参数建立了一种准确的旋翼/尾桨气动干扰的数值仿真模型，通过该数值仿真模型在各种状态下对旋翼/尾桨干扰流场进行CFD计算，并对比分析计算结果。本发明的数值仿真方法建立的旋翼/尾桨气动干扰的数值仿真模型在结果上更接近于实际的干扰结果。将不同的旋翼/尾桨参数输入到计算输入文件中，并进行计算，得出的干扰流场结果，就可以模拟直升机旋翼/尾桨在不同飞行状态的干扰情况，并避免了传统涡系方法中对旋翼/尾桨气动干扰进行计算而带来的误差，可直接服务于直升机设计、飞行性能计算以及飞行品质分析。
【IPC分类】G06F17/50
【公开号】CN104881510
【申请号】CN201510078995
【发明人】徐国华, 史勇杰, 叶舟, 樊枫
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年2月13日