CN109747818B - 基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，包括：读取旋翼及桨叶的构型参数和飞行参数，建立基于CFD技术和射流边界条件的旋翼桨尖涡流场高精度模拟及射流控制模拟的求解器；在给定的飞行状态下，在不施加质量射流控制的前提下计算旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数；在旋翼桨尖选定质量射流口的位置和方向，给定空气质量射流的射流速度及射流方式；基于给定的射流方案，在给定的飞行状态下再次对旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数进行计算；变换射流速度和方式，计算不同射流方案下不同方位角处旋翼桨尖涡的涡核特性，得到其随射流方案的演变规律；将施加控制后得到的桨尖涡演变特性与施加控制前的结果进行对比，得到涡核旋转速度降到最低的控制方式。

Description

基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法
技术领域
本发明涉及一种直升机空气动力学技术，特别是一种基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法。
背景技术
旋翼是直升机中最重要的部件之一，它使得直升机具有垂直起降、空中悬停等优异的特性，但是它也带给直升机严重的气动干扰问题。旋翼桨叶在旋转过程中会产生强烈集中的桨尖涡，桨尖涡随着当地气流运动并与直升机的机身、尾桨和垂尾等部件发生干扰，在一些特定的飞行状态下，桨叶脱出的桨尖涡还会与其他桨叶靠近甚至发生碰撞，产生严重的桨-涡干扰(Blade-Vortex Interaction，BVI)问题，桨-涡干扰以及桨尖涡与其他部件的气动干扰会对直升机的振动水平、噪声特性和气动性能等方面带来严重的影响。因此，如果能够对旋翼桨尖涡的强度和运动轨迹进行有效的控制，由旋翼桨尖涡带来的直升机气动干扰问题即可得到有效的缓解。
旋翼桨尖质量射流(Tip Air Mass Injection，TAMI)于上世纪80年代由国外学者首先提出，通过在旋翼桨叶端部或者桨叶表面布置射流管道并射出空气来对旋翼桨尖的横向气流进行控制。根据射流位置或者方向的不同可以把质量射流分为多种类型，如展向射流和弦向射流、法向射流和切向射流等。
旋翼桨尖涡质量射流控制研究的基础是桨尖涡生成及演化的高精度数值模拟，而桨尖涡的高精度模拟的关键是高阶的通量计算格式以及网格加密技术。虽然随着CFD技术的快速发展，旋翼桨尖涡的高精度数值模拟已基本得以实现，但是有关旋翼桨尖涡生成及演化的机理及参数影响尚未被很好的认识。在旋翼桨尖涡质量射流控制的数值研究方面，根据检索的结果得知，国外学者已开展了不同射流方式对悬停状态的旋翼桨尖涡控制的计算研究，然而，前飞状态下旋翼桨尖涡的生成、演化以及主动控制研究还尚未开展。这主要是因为，前飞状态下旋翼桨尖涡流场是高度非定常的，流动的复杂性远高于悬停状态。因此，本专利针对直升机旋翼的前飞状态开展研究，具有更高的挑战性和实用价值。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，在旋翼桨叶的尖部设置空气射流出口，通过控制射流口的开关及质量射流的速度实现前飞旋翼桨尖涡的定常及非定常控制。
实现本发明目的的技术方案为：一种基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，其特征在于，包括：
步骤1，读取旋翼及桨叶的构型参数和飞行参数，建立基于CFD技术和射流边界条件的旋翼桨尖涡流场高精度模拟及射流控制模拟的求解器；
步骤2，在给定的飞行状态下，在不施加质量射流控制的前提下计算旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数；
步骤3，在旋翼桨尖选定质量射流口的位置和方向，同时给定空气质量射流的射流速度及射流方式；
步骤4，基于给定的射流方案，在给定的飞行状态下再次对旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数进行计算，射流方案包括射流位置、射流方向、射流速度和射流方式；
步骤5，变换射流速度和方式，计算不同射流方案下不同方位角处旋翼桨尖涡的涡核特性，得到其随射流方案的演变规律；
步骤6，将施加控制后得到的桨尖涡演变特性与施加控制前的结果进行对比，得到涡核旋转速度降到最低的控制方式。
本发明与现有技术相比，具有以下优点：(1)本发明实施例提供了一种基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，通过在旋翼桨叶的桨尖设置射流口，将空气按照一定的规律吹出，能够从源头上对旋翼桨尖涡的形成过程进行干扰，从而减弱其强度；(2)本发明实施例提供的方法能够解决直升机前飞状态下的复杂气动干扰问题，能够有效降低直升机整体的振动和噪声水平，实现方式有效，可显著减弱桨尖涡的涡核强度。
下面结合说明书附图对本发明作进一步描述。
附图说明
图1为本发明质量射流出口位置和射流参数定义的示意图，图中，Vjet表示射流速度，图中箭头表示射流方向，实际实施时，可选取其中一个角度进度按照图中方向进行射流，α表示射流角度，射流速度指向桨叶上表面为正，向下为负。
图2为本发明高精度运动嵌套网格系统的示意图，图中，左上角小图表示桨叶网格射流口及边界层的局部加密，左下角是桨叶网格的外边界示意，右下角小图是桨叶二维截面翼型网格的示意图。
图3为本发明两种射流方式的示意图，图中，横坐标表示方位角，纵坐标表示射流口开放的网格数目。
图4为本发明方波控制不同射流方式的示意图，图中，横坐标表示方位角，纵坐标表示射流口开放的网格数目。
图5为采用本发明方波射流控制效果的示意图，图中，case1，case2，case3，case4分别对应图4中的方式1，方式2，方式3，方式4的射流方式，横坐标表示方位角，(a)图纵坐标表示涡核旋转速度，(b)图纵坐标表示涡核半径，(c)图纵坐标表示涡核强度，(d)图表示涡核的径向位置。
图6位本发明“方位角选择性控制”方式的示意图，图中，横坐标表示方位角，纵坐标表示射流口开放的网格数目。
图7为采用本发明方位角选择性控制方式控制效果的示意图，图中，Vi表示射流速度与旋翼桨尖速度的比值，横坐标表示方位角，(a)图纵坐标表示涡核旋转速度，(b)图纵坐标表示涡核半径，(c)图纵坐标表示涡核强度，(d)图表示涡核的径向位置。
图8为本发明的方法流程示意图。
具体实施方式
结合图8，一种基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，包括：
步骤1，读取旋翼及桨叶的构型参数和飞行参数，建立基于CFD技术和射流边界条件的旋翼桨尖涡流场高精度模拟及射流控制模拟的求解器；旋翼及其桨叶的参数如下表所示
旋翼桨叶片数 2 旋翼半径(m) 1.143
桨叶弦长(m) 0.1905 展弦比 6
桨叶根切 10％ 前进比 0.1
桨尖马赫数 0.439 目标拉力系数 0.00459
步骤2，在给定的飞行状态下，在不施加质量射流控制的前提下计算旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数；
步骤3，在旋翼桨尖选定质量射流口的位置和方向，同时给定空气质量射流的射流速度及射流方式，如图1、3、4所述；
步骤4，基于给定的射流方案，在给定的飞行状态下再次对旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数进行计算，射流方案包括射流位置、射流方向、射流速度和射流方式；
步骤5，变换射流速度和方式，计算不同射流方案下不同方位角处旋翼桨尖涡的涡核特性，得到其随射流方案的演变规律；
步骤6，将施加控制后得到的桨尖涡演变特性与施加控制前的结果进行对比，得到涡核旋转速度降到最低的控制方式；
步骤7，基于最优控制方式进行旋翼桨尖涡流场的数值模拟，得到在该控制方式下的最佳射流速度及角度。
步骤1中的CFD方法的控制方程为：
Figure BDA0001932374750000041
式中，V为控制体的体积，
Figure BDA0001932374750000042
是守恒变量，
Figure BDA0001932374750000043
表示对流通量，
Figure BDA0001932374750000044
表示粘性通量；
步骤1中的射流边界条件为：
射流口的速度
Figure BDA0001932374750000045
为桨叶旋转速度
Figure BDA0001932374750000046
与射流速度
Figure BDA0001932374750000047
的矢量和：
Figure BDA0001932374750000048
射流口的密度、压强和总能均由与射流面相近的内部流场单元的守恒变量插值得到。
结合图1至图6，步骤1的具体过程为：
步骤S101，根据旋翼的飞行状态、桨叶片数，桨叶的展弦比、翼型配置和根切参数，划分C-O型桨叶贴体网格和笛卡尔型背景网格，如图2所示；
步骤S102，根据质量射流的模拟要求，对射流口附近的网格进行加密，同时对背景上桨叶网格及射流口相对应的部位进行加密，如图2所示；
步骤S103，将旋翼的构型配置参数及桨叶网格和背景网格导入数值求解器，进行运动匹配性测试；
步骤S104，桨叶网格和背景网格流场初始化；
步骤S105，进行桨叶网格的坐标变换模拟桨叶旋转；
步骤S106，在新的方位角下进行桨叶和背景网格的运动嵌套计算；
步骤S107，重复步骤S105～步骤S106至指定的旋转圈数或收敛条件。
结合图5、图6，步骤2中的不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数，包括涡核半径、涡核旋转速度、涡核强度和涡核径向位置。步骤3中的射流方式，包括定常射流和非定常射流，其中非定常射流包含线性控制和方波控制两种类型。

Claims (6)

1.一种基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，其特征在于，包括：
步骤1，读取旋翼及桨叶的构型参数和飞行参数，建立基于CFD技术和射流边界条件的旋翼桨尖涡流场高精度模拟及射流控制模拟的求解器；
步骤2，在给定的飞行状态下，在不施加质量射流控制的前提下计算旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数；
步骤3，在旋翼桨尖选定质量射流口的位置和方向，同时给定空气质量射流的射流速度及射流方式；
步骤4，基于给定的射流方案，在给定的飞行状态下再次对旋翼桨叶在不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数进行计算，射流方案包括射流位置、射流方向、射流速度和射流方式；
步骤5，变换射流速度和方式，计算不同射流方案下不同方位角处旋翼桨尖涡的涡核特性，得到其随射流方案的演变规律；
步骤6，将施加控制后得到的桨尖涡演变特性与施加控制前的结果进行对比，得到涡核旋转速度降到最低的控制方式。
2.根据权利要求1所述的基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，其特征在于，还包括步骤7，基于涡核旋转速度降到最低的控制方式进行旋翼桨尖涡流场的数值模拟，得到在该控制方式下的最佳射流速度及角度。
3.根据权利要求1所述的基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，其特征在于，步骤1中的CFD方法的控制方程为：
Figure FDA0003159042350000011
式中，V为控制体的体积，
Figure FDA0003159042350000012
是守恒变量，
Figure FDA0003159042350000013
表示对流通量，
Figure FDA0003159042350000014
表示粘性通量；
步骤1中的射流边界条件为：
射流口的速度
Figure FDA0003159042350000015
为桨叶旋转速度
Figure FDA0003159042350000016
与射流速度
Figure FDA0003159042350000017
的矢量和：
Figure FDA0003159042350000018
射流口的密度、压强和总能均由与射流面相近的内部流场单元的守恒变量插值得到。
4.根据权利要求2所述的基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，其特征在于，步骤1的具体过程为：
步骤S101，根据旋翼的飞行状态、桨叶片数，桨叶的展弦比、翼型配置和根切参数，划分C-O型桨叶贴体网格和笛卡尔型背景网格；
步骤S102，根据质量射流的模拟要求，对射流口附近的网格进行加密，同时对背景上桨叶网格及射流口相对应的部位进行加密；
步骤S103，将旋翼的构型配置参数及桨叶网格和背景网格导入数值求解器，进行运动匹配性测试；
步骤S104，桨叶网格和背景网格流场初始化；
步骤S105，进行桨叶网格的坐标变换模拟桨叶旋转；
步骤S106，在新的方位角下进行桨叶和背景网格的运动嵌套计算；
步骤S107，重复步骤S105～步骤S106至指定的旋转圈数或收敛条件。
5.根据权利要求1所述的基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，其特征在于，步骤2中的不同方位角处桨尖涡的涡核特性参数，包括涡核半径、涡核旋转速度、涡核强度和涡核径向位置。
6.根据权利要求1所述的基于桨尖质量射流的直升机旋翼气动干扰控制方法，其特征在于，步骤3中的射流方式，包括定常射流和非定常射流，其中非定常射流包含线性控制和方波控制两种类型。
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