CN106407731A - 一种气动干扰流场数值计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种气动干扰流场数值计算方法，属于直升机机翼设计技术领域，包括以下步骤：步骤一：输入旋翼参数；步骤二：输入飞行状态参数并选择桨叶动力学模型；步骤三：根据直升机的飞行环境选择一个地形，并设置地坪直径、甲板宽度、旋翼离地高度参数；步骤四：将选取的地形表面划分多个四边形面元，对曲面面元进行平面投影，获取每个面元上的常值面源及四周涡环并对面源及涡环进行排序；步骤五：选用自由尾迹模型，计算旋翼诱导速度；步骤六：根据诱导速度以及点到涡环的距离计算旋翼的拉力、功率系数气动力特性，为飞行状态参数的设计与选取提供参考；步骤七：采用自由尾迹计算模型得到总压与自由流总压的差值分析计算地面压力分布情况，能够为设计和选取地形提供参考。

Description

一种气动干扰流场数值计算方法

技术领域

本发明属于直升机旋翼设计技术领域，具体涉及一种气动干扰流场数值计算方法。

背景技术

直升机在起飞、贴地飞行、着陆及着舰等过程中旋翼与地面之间存在严重的气动干扰，因此在这些过程中直升机处于事故高发时间点，很容易造成机毁人亡。因而开展直升机旋翼与地面气动干扰流场数值并修订相关参数，以减少坠毁和人员伤亡的概率是十分有必要的。

直升机旋翼-地面气动干扰流场非常复杂，涉及的地面形状也千变万化，因此计算非常困难。在我国以往的直升机研制过程中，由于受到计算方法的限制，尚未对旋翼-地面气动干扰过程进行详细的数值模拟计算。

发明内容

本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种气动干扰流场数值计算方法，采用自由尾迹方法和面元法对不同的地表形状下的旋翼-地面气动干扰流场进行数值计算。

本发明的技术方案：一种气动干扰流场数值计算方法，适用于直升机旋翼-地面气动干扰流场，运用动态的自由尾迹方法和面元法，对不同地面形状下和不同飞行状态下的旋翼—地面气动干扰流场进行数值计算，得到旋翼气动特性、地面压力分布；包括以下步骤：

步骤一：输入旋翼参数；

步骤二：输入飞行状态参数并选择桨叶动力学模型；

步骤三：根据直升机的飞行环境在平坦地形、陡壁、台阶、斜坡、山凹、机库和无地效7个地形类型中选择一个地形，并设置地坪直径、甲板宽度、旋翼离地高度参数；

步骤四：将选取的地形表面划分多个四边形面元，对曲面面元进行平面投影，获取每个面元上的常值面源及四周涡环，并对面源及涡环进行排序；

步骤五：选用自由尾迹模型，计算旋翼诱导速度；

步骤六：根据诱导速度以及点到涡环的距离计算直升机旋翼的拉力、功率系数气动力特性，为飞行状态参数的设计与选取提供参考；

步骤七：采用自由尾迹计算模型得到总压与自由流总压的差值分析计算地面压力分布情况，能够为设计和选取地形提供参考。

优选地，所述步骤一中输入的旋翼参数包括：直升机旋翼的半径、桨叶片数、预锥角、翼型参数与布置位置。

优选地，输入飞行状态参数包括：飞行速度、旋翼轴倾角、侧滑角、总距角。

优选地，所述步骤二中，桨叶动力学模型包括：柔性桨叶动力学模型和刚性桨叶动力学模型。

本发明的技术效果：本发明可以计算直升机旋翼在不同地面形状及不同飞行状态下的气动力特性、旋翼流场以及地面压力分布，能够模拟绝大多数直升机飞行情况下的旋翼—地面干扰流场，同时计算速度快，计算精度高。

附图说明

图1为本发明一种气动干扰流场数值计算方法的一优选实施例的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

一种气动干扰流场数值计算方法，适用于直升机旋翼-地面气动干扰流场，运用动态的自由尾迹方法和面元法，对不同地面形状下和不同飞行状态下的旋翼—地面气动干扰流场进行数值计算，得到旋翼气动特性、地面压力分布；包括以下步骤：

1)、根据直升机研制要求，输入直升机旋翼的半径、桨叶片数、预锥角、翼型参数与布置位置等设计参数和飞行速度、旋翼轴倾角、侧滑角、总距角等飞行状态参数并选择旋刚性桨叶或柔性桨叶动力学模型。

2)、根据直升机的飞行环境在平坦地形、陡壁、台阶、斜坡、山凹、机库和无地效7个地形类型中选择一个近似的地形，并设置地坪直径、甲板宽度、旋翼离地高度等参数。

3)、将选取的地形表面划分为多个四边形面元，对曲面面元则需要进行平面投影，然后获取每个面元上分布常值面源或四周涡环；物面上控制点处设置无不穿透条件，面元和涡格中心取为控制点。最后对布置的面源或涡环进行排序。

4)、利用毕奥-沙伐尔定律计算旋翼诱导速度，公式如下：

其中-涡线上涡元到诱导速度所在点P的矢量，Γ-涡线上涡元的强度。

旋翼尾迹模型选用自由尾迹模型，由毕奥-沙伐尔定律计算得到诱导速度如下：

其中nb-叶片数，nai-桨叶径向站数，nψ-叶片后涡格方位数，nw-桨尖涡段数；

在诱导速度计算公式中，第一项为附着涡激起的诱导速度，后面四项分别为尾随涡、脱体涡和卷起的桨尖涡、桨根涡激起的诱导速度。

5)、采用下式计算桨叶环量：

6)、涡段的诱导速度也是通过比奥-沙伐尔定律计算，在计算涡段的诱导速度之前首先要计算涡段的长度和诱导速度点到涡线的距离。根据计算得到的诱导速度以及点到原始面源或涡环的距离可以得到相应点处的面源速度。之后可以计算得到直升机旋翼的拉力、功率系数等气动力特性，为旋翼的半径、桨叶片数、预锥角、翼型参数与布置位置等设计参数和飞行速度、旋翼轴倾角、侧滑角、总距角等飞行状态参数的设计与选取提供参考。

7)、旋翼尾迹内点i处的总压与自由流总压的差值可以根据静压增量、动压增量、桨盘面积、i点处的尾迹横截面积以及尾迹充分收缩后的横截面积等参数计算得到。根据总压与自由流总压的差值可以计算得到的地面压力分布情况，为设计和选取地坪直径、舰船直升机机库长度和宽度、楼顶和海洋平台直升机停机坪直径等提供参考。

本发明一种气动干扰流场数值计算方法，可以计算直升机旋翼在不同地面形状及不同飞行状态下的气动力特性、旋翼流场以及地面压力分布，能够模拟绝大多数直升机飞行情况下的旋翼—地面干扰流场，同时计算速度快，计算精度高。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (4)

1.一种气动干扰流场数值计算方法，适用于直升机旋翼-地面气动干扰流场，其特征在于；运用动态的自由尾迹方法和面元法，对不同地面形状下和不同飞行状态下的旋翼—地面气动干扰流场进行数值计算，得到旋翼气动特性、地面压力分布；包括以下步骤：

步骤一：输入旋翼参数；

步骤二：输入飞行状态参数并选择桨叶动力学模型；

步骤三：根据直升机的飞行环境在平坦地形、陡壁、台阶、斜坡、山凹、机库和无地效7个地形类型中选择一个地形，并设置地坪直径、甲板宽度、旋翼离地高度参数；

步骤四：将选取的地形表面划分多个四边形面元，对曲面面元进行平面投影，获取每个面元上的常值面源及四周涡环，并对面源及涡环进行排序；

步骤五：选用自由尾迹模型，计算旋翼诱导速度；

步骤六：根据诱导速度以及点到涡环的距离计算直升机旋翼的拉力、功率系数气动力特性，为飞行状态参数的设计与选取提供参考；

步骤七：采用自由尾迹计算模型得到总压与自由流总压的差值分析计算地面压力分布情况，能够为设计和选取地形提供参考。

2.根据权利要求1所述的气动干扰流场数值计算方法，其特征在于：所述步骤一中输入的旋翼参数包括：直升机旋翼的半径、桨叶片数、预锥角、翼型参数与布置位置。

3.根据权利要求1所述的气动干扰流场数值计算方法，其特征在于：所述步骤二中，输入飞行状态参数包括：飞行速度、旋翼轴倾角、侧滑角、总距角。

4.根据权利要求1所述的气动干扰流场数值计算方法，其特征在于：所述步骤二中，桨叶动力学模型包括：柔性桨叶动力学模型和刚性桨叶动力学模型。