CN104881510B - 一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法 - Google Patents
一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法 Download PDFInfo
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Abstract
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。
Description
技术领域
本发明涉及直升机技术领域，具体是一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法。
背景技术
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桨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/尾桨非定常干扰的研究相对较少。1977年，Leverton等人针对Lynx直升机进行了飞行实测，以确定该直升机前飞时产生“啪啪”(“burble”)噪声的原因。Lynx直升机在最初设计中，尾桨的旋转方向是“底向后”，而当改变尾桨旋转方向为“底向前”时，“啪啪”(“burble”)噪声的问题得到了解决。近年来，德国Yin等人在近期的“EU‐HeliNOVI项目”中，针对BO‐105直升机的旋翼/尾桨干扰问题进行了试验研究。他们的研究结果与Leverton的是相反的，他们认为在爬升状态和平飞状态，尾桨旋转方向为“底向后”时的直升机平均噪声水平要低于尾桨旋转方向为“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直升机尾桨相对于旋翼的位置要低于BO‐105直升机。由此可见，尾桨旋转方向和旋翼/尾桨相对位置对尾桨的气动噪声特性，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/尾桨参数，会导致旋翼尾迹与尾桨的相遇位置不同，从而使得尾桨受干扰影响的特性不同。若采用试验方法对旋翼和尾桨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/尾桨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/尾桨干扰特性进行研究。
发明内容
本发明要解决的问题是提供一种直升机旋翼/尾桨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/尾桨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。
本发明公开的一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法，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。
作为上述技术方案的进一步改进，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：
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：
选用Venkatakrishnan限制器：
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：
采用Spalart-Allmaras一方程模型作为湍流模型；
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。
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：
3071)向前扫略：
3072)向后扫略：
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。
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。
本发明的直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法建立了一种准确的旋翼/尾桨气动干扰的数值仿真模型，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。
附图说明
图1是本发明的旋翼/尾桨气动干扰计算的流程图；
图2是仿真的流场结构侧视图；
图3是仿真的流场结构俯视图；
图4是干扰状态下的尾桨叶典型剖面法向力数值仿真结果示意图。
具体实施方式
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/尾桨气动干扰数值仿真方法进行详细说明。
本发明公开的一种直升机旋翼/尾桨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/尾桨干扰流场、气动力进行数值仿真，并可重点围绕尾桨旋转方向以及尾桨垂向位置两个重要构型参数对旋翼/尾桨干扰特性展开参数影响分析。具体包括以下步骤：
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。由所述计算模型中得知旋翼和尾桨的半径比，桨尖速度比，也能够通过旋翼和尾桨的垂向相对位置来判断所采用的旋翼/尾桨构型中，尾桨是高位尾桨或是低位尾桨，是拉力式尾桨或者是推力式尾桨。
2)生成相应的旋翼和尾桨网格。首先采用公知的“椭圆型方程网格生成法”生成旋翼或尾桨桨叶剖面的二维翼型网格，然后采用“平铺法”生成其三维桨叶网格。另外，在生成网格时，需考虑在步骤1)中确定的旋翼和尾桨相对位置，从而控制旋翼和尾桨桨叶网格的厚度层数，以保证最终生成的桨叶网格不与其它桨叶的物面发生碰撞。
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：
如图1所示，步骤301)，读入Lynx直升机计算参数、旋翼和尾桨桨叶贴体网格以及背景网格。
步骤302)，对Lynx直升机旋翼和尾桨桨叶网格以及背景网格进行前处理。由于读入的是结构化的桨叶网格和背景网格，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。
步骤303)在Lynx直升机流场计算前需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用数组进行储存。
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，这可以加快本次计算的收敛速度。
步骤305)，更新Lynx直升机旋翼和尾桨桨叶网格坐标，并计算当前位置处的桨叶网格面法矢、网格运动速度等信息。
步骤306)，更新Lynx直升机旋翼和尾桨桨叶网格和背景网格之间的嵌套关系，即挖洞和贡献单元搜索。
步骤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/尾桨干扰流场计算中采用N-S方程作为主控方程：
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：
选用收敛性好的Venkatakrishnan限制器以避免插值过程中出现新的极值：
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：
采用众所周知的Spalart-Allmaras一方程模型作为湍流模型。
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隐式时间以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：
步骤3071)向前扫略：
步骤3072)向后扫略：
同时，采用OpenMP并行策略对干扰流场的求解过程进行加速处理。
步骤308)，进行背景网格上的流场计算，包括无粘通量、粘性通量计算以及LU-SGS隐式时间推进等，并更新桨叶网格外边界的流场信息。
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，则重复第七步和第八步。
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。
步骤311)，输出Lynx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桨在前进比为0.1时的数值模拟结果，从图上可以看出，在此前进比条件下，两种构型的尾桨桨叶在0.85剖面处的法向气动力随方位角的变化基本一致。
步骤312)，计算结束。
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。
Claims (3)
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；所述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，表示Vol的边界，dS表示上的面元；
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：
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式中，(·)ij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，Δl,min＝Wmin-Wi，Δl,max＝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；l2为与网格尺度有关的控制变量；Δ2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：
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</mrow>
其中，m为伪时间步，n为物理时间步；Δτ为伪时间增量，Δt为物理时间增量；
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：
<mrow>
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<mo>*</mo>
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3072)向后扫略：
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<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>6</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
采用Spalart-Allmaras一方程模型作为湍流模型；
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；
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：在所述步骤302)中还计算单元体积。
3.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。
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