CN112380619B - 一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于直升机气动面设计分析领域，涉及旋翼干扰下的平尾动态气动载荷分析方法。本发明包括两个计算阶段：第一阶段，计算旋翼对平尾处的下洗系数；第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷。分析了旋翼下洗干扰影响，以及利用CFD方法对直升机的平尾动态气动载荷进行了计算，在前期设计过程中，为平尾设计提供依据及支撑。考虑了旋翼干扰下平尾的动态气动载荷，无需进行实际试验就能计算得到平尾动态气动载荷，步骤简化，结果更加准确，为平尾的设计提供更严格的支撑，相比风洞试验和试飞试验，不仅节省时间，还大大节省了人力、物力以及财力。

Description

一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法
技术领域
本发明属于直升机气动面设计技术领域，具体涉及一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法。
背景技术
直升机平尾是直升机主要部件之一，在飞行过程中产生气动力和力矩，用来平衡旋翼纵向的俯仰力矩，保持直升机姿态飞行。平尾作为水平安定面，增加直升机纵向的稳定性。平尾一般位于直升机尾梁后端，横剖面为翼型面，随直升机的俯仰改变气动迎角。直升机在飞行过程中，旋翼下洗气流打在平尾上，会使平尾气动力发生很大的变化，所以在计算平尾气动力时必须考虑旋翼的影响。
第二十五届(2009)全国直升机年会论文《考虑旋翼下洗流的直升机平尾载荷实测与计算研究》，研究了直升机平尾载荷分布以及载荷在不同飞行状况下特点，对某型直升机平尾载荷进行测量，采用应变片粘贴测量并载荷标定，获得了不同剖面飞行载荷，根据载荷分析可粗算出平尾力及力作用点，并可得出平尾载荷动态特性，为进一步研究平尾的动载荷提供依据。但是以上方法对旋翼下洗流的影响进行简化，并假设旋翼下洗流按平尾翼展均匀分布，其平尾的载荷为静态量，这与平尾实际气动载荷分布情况不符，分析精度、适应性差；另外，该方法是一种试验方法，无法全面评估旋翼对平尾的影响，同时需要进行实际试验才能完成，工作量大，成本高。
发明内容
本发明的目的：本发明通过对旋翼的飞行状态进行模拟，考虑了旋翼干扰下平尾的动态气动载荷，无需进行实际试验就能计算得到平尾动态气动载荷，步骤简化，结果更加准确，为平尾的设计提供更严格的支撑。
本发明的技术方案：根据本发明的一个方面，一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法，包括两个计算阶段：
第一阶段，计算旋翼对平尾处的下洗系数；直升机在过渡飞行中，如果出现旋翼在平尾处下洗突然变化的现象，则会引起平尾气动力的巨大变化，从而引起飞行姿态的剧烈变化，这将影响飞行安全，所以首先要分析旋翼下洗的干扰影响；
第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷；CFD方法是指计算流体动力学方法，全称为Computational Fluid Dynamics；
在一个可能的实施例中，所述第一阶段，计算旋翼对平尾处的下洗系数具体包括如下步骤：
S1：确定平尾的气动中心相对旋翼坐标系位置；
S2：确定旋翼的尾迹倾斜角；
S3：根据平尾的气动中心相对旋翼坐标系的位置及尾迹倾斜角，查询手册得到对应的旋翼下洗系数，并判断下洗系数曲线是否存在突变，如果没有突变，则进入所述第二阶段；如果存在突变，则返回所述第一阶段的步骤S1重新进行平尾设计。
在一个可能的实施例中，所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷具体包括如下步骤：
S1：建立模型，并进行网格划分；
S2：确定计算方法及边界条件；
S3：利用商业软件计算得到平尾动态气动载荷，所述商业软件可以选用FLUENT、STAR-CCM+中的一种。
在一个可能的实施例中，所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷的S1中，所述建立模型是指通过商业软件建立了包含旋翼、机身和平尾的全机计算模型，所述划分网格是指采用嵌套网格技术进行网格划分。
在一个可能的实施例中，所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷的S1中，所述机身网格划分采用多面体网格，以兼顾机身复杂外形和流场模拟精度要求。
在一个可能的实施例中，所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷的S1中，所述旋翼网格划分采用六面体的结构网格，以更好地捕捉桨尖涡。
在一个可能的实施例中，所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷的S2中，所采用的计算方法具体是指，针对空间离散采用Roe的通量差分分裂格式，结合双时间步推进，针对湍流模型采用两方程的SST湍流模型。
在一个可能的实施例中，所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷的S2中，所述边界条件是根据直升机的飞行速度与飞行姿态，以及旋翼的运动确定的。
在一个可能的实施例中，所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷的S3中，通过采用S2中确定的计算方法和边界条件，利用S1建立的模型进行计算，得到平尾动态气动载荷。
本发明的有益技术效果：本发明分析了旋翼下洗干扰影响，以及利用CFD方法对直升机的平尾动态气动载荷进行了计算，在前期设计过程中，为平尾设计提供依据及支撑。本发明相比风洞试验和试飞试验，不仅节省时间，还大大节省了人力、物力以及财力。
附图说明
图1是本发明方法流程图；
图2是直升机平尾位置示意图；
图3是直升机平尾的气动中心相对旋翼坐标系示意图；
图4是直升机旋翼的尾迹倾斜角示意图；
图5是平尾气动中心处的旋翼下洗系数；
图6是某一纵切面桨尖涡对平尾的影响；
图7是某一横切面桨尖涡对平尾的影响；
图8是平尾升力曲线；
图9是平尾阻力曲线
参数说明：
P，平尾的气动中心
具体实施方式
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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
如图1所示，一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法，包括如下步骤：
第一阶段：计算旋翼对平尾处的下洗系数
具体包括如下步骤：
S1：确定平尾气动中心P点相对旋翼坐标系位置
旋翼对平尾处的下洗系数kr-p为平尾气动中心的诱导速度vip与桨盘处平均诱导速度vi之比，该系数与平尾的气动中心P在旋翼坐标系中的坐标位置和旋翼的尾迹倾斜角有关，如图2所示，P点为平尾的气动中心，通常情况下，P点的坐标位置是按机体坐标系给出的，如图3所示，下标F指机体轴系，将P点坐标转换为旋翼坐标系，下标r指旋翼轴系，机体轴系与旋翼轴系两者之间相差旋翼轴前倾角Ir，对于单旋翼直升机，根据具体机型，旋翼轴前倾角是固定值，O为桨毂中心，通过式1、式2计算得到所述平尾气动中心P点在旋翼轴系下的坐标，通过式3计算得到P点与XF轴的夹角βp
Xpr＝XpFcosIr-ZpFsinIr 式1
Zpr＝ZpFcosIr+XpFsinIr 式2
Figure BDA0002753201310000051
S2：确定旋翼的尾迹倾斜角χp
如图4所示，χp为旋翼的尾迹与机体轴系下ZF轴之间的夹角，根据前飞速度及旋翼运动，确定旋翼的尾迹倾斜角χp；
由于直升机的飞行状态不断改变，使尾迹不断倾斜，旋翼下洗流不总是打在P点上，因此，在干扰系数曲线上形成两点拐点，第一个拐点χ10为旋翼后缘拖出的尾迹打在P点上，第二个拐点χ20为旋翼前缘的下洗流打在P点上。
Figure BDA0002753201310000052
Figure BDA0002753201310000053
S3：确定旋翼下洗系数kr-p
根据P点相对旋翼坐标系的位置及尾迹倾斜角，可以在《飞机设计手册第19册直升机设计》第三章气动设计表3-7可以查到对应的旋翼下洗系数kr-p，本实施例计算出某型直升机在40km/h-120km/h速度前飞时平尾气动中心处的下洗系数kr-p，具体参见图5，在40km/h-120km/h的过渡飞行速度下，下洗系数变化比较缓慢，未出现下洗系数在某一速度突然增大的现象，未发生突变，可以认为该型机在过渡飞行过程中平尾处的气动力不会突然发生巨大变化而影响飞行安全，进入第二阶段；
第二阶段：利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷
具体包括如下步骤：
S1：建立模型，并进行网格划分
本发明建立了包含旋翼、机身和平尾的全机计算模型，由于直升机在飞行过程中桨叶运动十分复杂，本实施例采用嵌套网格技术进行运动边界的处理。其中，桨叶网格采用高质量的六面体结构网格，以更好地捕捉桨尖涡；机身网格采用多面体网格，以兼顾机身复杂外形和流场模拟精度要求；
S2:确定计算方法及边界条件
计算方法：流场求解中，空间离散采用Roe的通量差分分裂格式，并结合双时间步推进，以获得高精度的空间和时间流场，湍流模型采用两方程的SST湍流模型；
Reo的通量差分分裂格式是将通量F用标准的迎风格式和通量差分分裂进行计算的，通过速度和方向，根据系统特征值，承认了包含特征信息传播的通量F。该格式将F分裂成几部分，每部分都包含了特征信息的传播，并且用对应特征值的方法进行迎风差分分裂通量，每个面离散通量用以下公式表达：
Figure BDA0002753201310000061
其中，δQ为空间差分QR-QL，下标R和L表示面的右侧和左侧；通量FR＝F(QR)，FL＝F(QL)，根据矢量QR和QL计算获得；
Figure BDA0002753201310000068
与系统特征值及
Figure BDA0002753201310000062
有关。
两方程的SST湍流模型是SST k-ω模型，在广泛领域中可以独立于k-e模型，使得在近壁自由流中k-ω模型有广泛的应用范围和精度。具体方程如下所示：
Figure BDA0002753201310000063
Figure BDA0002753201310000064
其中，Gk和Gω分别代表湍流动能k和耗散率ω的产生；Yk和Yω分别代表湍流动能k和耗散率ω的耗散；Γk和Γω分别代表湍流动能k和耗散率ω的有效扩散率；Sk和Sω代表源项，Dω代表交叉扩散；
边界条件：前飞速度V＝60.44m/s，机身俯仰角θ＝0.44°；
桨叶周期变距运动为：
Figure BDA0002753201310000065
桨叶周期挥舞运动为：
Figure BDA0002753201310000066
其中α为变距角，β为挥舞角，
Figure BDA0002753201310000067
为方位角。
S3：利用商业软件FLUENT计算得到平尾动态气动载荷
某型直升机某一剖面平尾区域涡量如图6、7所示，从图中可以看出，在60.44m/s前飞时，桨尖涡从平尾周围穿过，对平尾气动特性具有一定的影响。图8给出了体轴系下平尾的升力曲线，平尾升力静态值为-4696N；动态值为318N，约为静态值的6.8％。图9给出了机体轴系下平尾的阻力曲线，平尾阻力静态值为-324N；动态值为56N，约为静态值的17.3％。可见平尾阻力较小，旋翼对平尾气动干扰主要体现在升力方面。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法，其特征在于：包括两个计算阶段：
第一阶段，计算旋翼对平尾处的下洗系数；
所述第一阶段，计算旋翼对平尾处的下洗系数具体包括如下步骤：
S1：确定平尾的气动中心相对旋翼坐标系位置；确定平尾气动中心P点相对旋翼坐标系位置
旋翼对平尾处的下洗系数kr-p为平尾气动中心的诱导速度vip与桨盘处平均诱导速度vi之比，该系数与平尾的气动中心P在旋翼坐标系中的坐标位置和旋翼的尾迹倾斜角有关，P点为平尾的气动中心，通常情况下，P点的坐标位置是按机体坐标系给出的，下标F指机体坐标系，将P点坐标转换为旋翼坐标系，下标r指旋翼坐标系，机体坐标系与旋翼坐标系两者之间相差旋翼轴前倾角Ir，对于单旋翼直升机，根据具体机型，旋翼轴前倾角是固定值，O为桨毂中心，通过式1、式2计算得到所述平尾气动中心P点在旋翼坐标系下的坐标，通过式3计算得到P点与机体坐标系XF轴的夹角βp
Xpr＝XpFcosIr-ZpFsinIr
式1
Zpr＝ZpFcosIr+XpFsinIr
式2
Figure FDA0003820819970000011
S2：确定旋翼的尾迹倾斜角；确定旋翼的尾迹倾斜角χp
χp为旋翼的尾迹与机体坐标系下ZF轴之间的夹角，根据前飞速度及旋翼运动，确定旋翼的尾迹倾斜角χp；
由于直升机的飞行状态不断改变，使尾迹不断倾斜，旋翼下洗流不总是打在P点上，因此，在干扰系数曲线上形成两点拐点，第一个拐点χ10为旋翼后缘拖出的尾迹打在P点上，第二个拐点χ20为旋翼前缘的下洗流打在P点上；
Figure FDA0003820819970000021
Figure FDA0003820819970000022
S3：根据平尾的气动中心相对旋翼坐标系的位置及尾迹倾斜角，查询手册得到对应的旋翼下洗系数，并判断下洗系数曲线是否存在突变，如果没有突变，则进入第二阶段；如果存在突变，则返回所述第一阶段的步骤S1重新进行平尾设计；
第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷。
2.根据权利要求1所述的一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法，其特征在于：所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷具体包括如下步骤：
S1：建立模型，并进行网格划分；
S2：确定计算方法及边界条件；
S3：利用商业软件计算得到平尾动态气动载荷。
3.根据权利要求2所述的一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法，其特征在于：所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷的S1中，所述建立模型是指通过商业软件建立了包含旋翼、机身和平尾的全机计算模型，所述划分网格是指采用嵌套网格技术进行网格划分。
4.根据权利要求3所述的一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法，其特征在于：所述旋翼网格划分采用六面体的结构网格。
5.根据权利要求2所述的一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法，其特征在于：所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷的S2 中，所采用的计算方法是，针对空间离散采用Roe的通量差分分裂格式，结合双时间步推进，针对湍流模型采用两方程的SST湍流模型。
6.根据权利要求2所述的一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法，其特征在于：所述边界条件的确定，是根据直升机的飞行速度与飞行姿态，以及旋翼的运动确定的。
7.根据权利要求2所述的一种考虑旋翼干扰的平尾动态气动载荷分析方法，其特征在于：所述第二阶段，利用CFD方法，计算平尾动态气动载荷的S3中，通过采用S2中确定的计算方法和边界条件，利用S1建立的模型进行计算，得到平尾动态气动载荷。
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