CN115544667A - 一种基于叶素动量源耦合cfd的等效盘方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空航天领域，具体的说，是一种基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，具体包括以下步骤：根据叶素理论，将螺旋桨的桨叶离散为若干叶素(翼面段)，得到叶素剖面翼型及其弦长和当前半径、安装角与扭转角和桨叶转速；求解当前叶素的气动力系数、有效攻角和合速度；计算得到当前叶素的升阻力，并将升阻力进行坐标转换得到拉力和扭力；建立等效盘CFD网格模型，搜寻当前叶素等效盘的体网格，得到此体网格的速度、坐标和面积等特征信息；根据叶素的方位角、等效体网格信息和桨叶个数，计算得到当前叶素在笛卡尔坐标系下的动量源项，并将此动量源项添加到叶素等效体网格对应的动量方程中，进行CFD数值求解。

Description

一种基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法
技术领域
本发明属于航空航天领域，具体的说，是一种基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，可用于螺旋桨/旋翼流场的研究。
背景技术
螺旋桨/旋翼流场模拟方法作为螺旋桨/旋翼飞行器气动力分析的关键技术，在飞行器气动力特性分析和总体性能评估的过程中发挥着重要作用。随着我国经济和科技的飞速发展，各类螺旋桨/旋翼飞行器，如：中小型固定翼运输机、支线客机、四座/七座机、直升机、旋翼无人机和倾转旋翼机等，不断应用在客运、货运、国防、救援等方面，同时也带来飞行器面临情况下的螺旋桨滑流/旋翼-机身气动干扰分析问题。因此，准确预报螺旋桨/旋翼的流场对于飞行器外形设计、优化、适航取证和任务飞行具有重大意义。
在航空航天领域，对于螺旋桨/旋翼流场研究的问题，目前业界采用的主要研究手段为风洞试验和数值模拟。但是，模型试验存在耗时长、人力和经济成本高昂、局部细观物理量(如：压力、速度等)测量困难和等问题。与此相比，随着计算机科学的发展，数值模拟由于其成本低、速度快、结果相对准确、能提供时空域的宏观和细观物理结果等优点，已经开始逐步取代了模型试验，逐步成为了飞行器设计和分析的主要研究手段。常规的螺旋桨/旋翼数值模拟方法需要构建桨叶-桨毂网格模型，并且考虑桨叶高速旋转的工作特性，其网格模型一般采用滑移网格或变形网格技术，从而带来了计算量大和数值计算不稳定等缺点。
发明内容
本发明针对目前螺旋桨/旋翼数值模拟方法存在的计算量大和数值计算不稳定的难题，提供了一种基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，可以简单地植入目前主流的计算流体力学(CFD)求解器和代码中，从而实现螺旋桨/旋翼流场的快速稳定模拟，降低螺旋桨/旋翼飞行器的设计周期和研发成本，满足航空航天领域对于螺旋桨/旋翼流场模拟的需求。
本发明为解决上述技术问题采用的技术方案如下：
一种基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，包括以下步骤：
步骤一、基于叶素理论，将螺旋桨的桨叶沿着径向离散为若干叶素即翼面段；
步骤二、根据翼面段的翼型外形，构建翼面段二维翼型的流场仿真模型；
步骤三、对翼面段进行受力分析，然后根据翼面段的气动力系数、有效攻角和合速度，计算得到翼面段的升阻力；
步骤四、根据螺旋桨的旋转面尺寸，即旋转半径R，绘制叶素等效盘CFD网格；
步骤五、将等效盘中相同半径处的体网格认定为一个整体，即圆柱环，计算此圆柱环的体积，得到等效的螺旋桨/旋翼流场结果。
在上述技术方案中，步骤一基于叶素理论，将螺旋桨的桨叶沿着径向离散为若干叶素(翼面段)，当前翼面段的编号为i，根据已知螺旋桨的几何参数，得到每个翼面段的翼型、弦长ci、沿着桨叶的径向半径ri、沿着径向的离散厚度dri、几何安装角与扭转角之和
Figure BDA0003917570870000021
再根据螺旋桨的工作特性，得到翼面段的自由来流速度U∞、旋转速度ω和桨叶个数N。
步骤二、采用CFD数值方法，构建翼面段二维翼型的流场仿真模型，得到当前翼面段的翼型随着攻角变化的升力CL(αi)和阻力系数CD(αi)。
进一步，获取翼面段在旋转平面内的速度分量vyi和vzi，求解翼面段在旋转平面内的切向速度Vi′：
Figure BDA0003917570870000022
进一步，得到翼面段的诱导攻角βi：
Figure BDA0003917570870000023
进一步，得到翼面段的有效合速度Vi：
Figure BDA0003917570870000024
进一步，得到翼面的有效攻角αi为：
Figure BDA0003917570870000025
步骤三、根据翼面段的气动力系数、有效攻角和合速度，计算得到翼面段的升阻力：
升力为：
Figure BDA0003917570870000026
阻力为：
Figure BDA0003917570870000031
进一步，分析翼面段的受力和速度方向，计算得到翼面段的拉力和扭力：
拉力为：
dTi＝dLi cos(βi)-dDi sin(βi)
扭力为：
dQi＝dLi sin(βi)+dDi cos(βi)
步骤四、根据螺旋桨的旋转面尺寸，即旋转半径R，建立叶素等效盘CFD计算模型。在此等效盘计算模型中，每个体网格即等效为一个翼面段。
获取当前体网格的气流速度(vxi、vyi、vzi)、坐标(xi、yi、zi)和沿轴向的厚度h等特征信息，其中为vxi轴向速度，vyi和vzi为螺旋桨旋转平面的速度。
步骤五、将等效盘中相同半径处的体网格认定为一个整体，即圆柱环，得到此圆柱环的体积W为：
W＝2πridrih
进一步，根据体网格的坐标和等效盘旋转中心的坐标(y0、z0)，得到当前翼面段等效体网格的方位角：
Figure BDA0003917570870000032
进一步，考虑螺旋桨三维效应的影响，在桨叶的桨尖处存在扰流和失速现象，因此采用修正系数的方式加入到等效盘模型中，此系数为桨尖损失修正系数f：
Figure BDA0003917570870000033
进一步，得到翼面段对应体网格在笛卡尔坐标系内的等效动量源项
Figure BDA0003917570870000034
Figure BDA0003917570870000035
Figure BDA0003917570870000036
进一步，将此翼面段在三个方向的等效动量源项添加到对应的动量方程中，进行CFD数值计算得到等效的螺旋桨/旋翼流场结果。
本发明的有益效果：本发明可以简化螺旋桨/旋翼CFD流场模拟过程，避免了构建螺旋桨网格带来的问题，具有计算高效、数值模拟准确、适用性强、易于植入到CFD软件和求解器等优点。
附图说明
图1是本发明的叶素动量源耦合CFD等效盘方法流程图。
图2是本发明的叶素(翼面段)离散示意图。
图3是本发明的翼面段翼型气动力系数随攻角变化的曲线。
图4是本发明的翼面段速度和受力示意图。
图5是本发明的等效盘翼面段圆柱环和网格示意图。
图6是本发明的实施例1的CFD等效盘数值计算模型。
图7是本发明的实施例1的CFD等效盘数值计算结果对比。
具体实施方式
为了加深对本发明的理解，下面将结合附图和实施例对本发明做进一步详细描述，该实施例仅用于解释本发明，并不对本发明的保护范围构成限定。
如图1所示，一种基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，包括以下步骤：
步骤一、基于叶素理论，将螺旋桨的桨叶沿着径向离散为若干叶素(翼面段)，如图1所示，当前翼面段的编号为i。
进一步，已知螺旋桨的几何参数，如图2所示，得到每个翼面段的翼型、弦长ci、沿着桨叶的径向半径ri、沿着径向的离散厚度dri、几何安装角与扭转角之和
Figure BDA0003917570870000041
进一步，根据螺旋桨的工作特性，得到翼面段的自由来流速度U∞、旋转速度ω和桨叶个数N。
步骤二、根据翼面段的翼型外形，采用CFD数值方法，构建翼面段二维翼型的流场仿真模型，如图3所示，得到当前翼面段的翼型随着攻角变化的升力CL(αi)和阻力系数CD(αi)。
进一步，如图4所示，对翼面段的气流速度和角度进行分析，获取翼面段在旋转平面内的速度分量vyi和vzi，求解翼面段在旋转平面内的切向速度Vi′：
Figure BDA0003917570870000042
进一步，得到翼面段的诱导攻角βi：
Figure BDA0003917570870000051
进一步，得到翼面段的有效合速度Vi：
Figure BDA0003917570870000052
进一步，得到翼面的有效攻角αi为：
Figure BDA0003917570870000053
步骤三、如图4所示，对翼面段进行受力分析，然后根据翼面段的气动力系数、有效攻角和合速度，计算得到翼面段的升阻力：
升力为：
Figure BDA0003917570870000054
阻力为：
Figure BDA0003917570870000055
进一步，如图4所示，分析翼面段的受力和速度方向，计算得到翼面段的拉力和扭力：
拉力为：
dTi＝dLi cos(βi)-dDi sin(βi)
扭力为：
dQi＝dLi sin(βi)+dDi cos(βi)
步骤四、如图5所示，根据螺旋桨的旋转面尺寸，即旋转半径R，绘制叶素等效盘CFD网格，采用速度入口和压力出口边界条件。在此等效盘计算模型中，每个体网格即等效为一个翼面段。
进一步，获取当前体网格的气流速度(vxi、vyi、vzi)、坐标(xi、yi、zi)和沿轴向的厚度h等特征信息，其中为vxi轴向速度，vyi和vzi为螺旋桨旋转平面的速度。
步骤五、将等效盘中相同半径处的体网格认定为一个整体，即圆柱环，如图5所示，得到此圆柱环的体积W为：
W＝2πridrih
进一步，根据体网格的坐标和等效盘旋转中心的坐标(y0、z0)，得到当前翼面段等效体网格的方位角：
Figure BDA0003917570870000061
进一步，考虑螺旋桨三维效应的影响，在桨叶的桨尖处存在扰流和失速现象，因此采用修正系数的方式加入到等效盘模型中，此系数为桨尖损失修正系数f：
Figure BDA0003917570870000062
进一步，得到翼面段对应体网格在笛卡尔坐标系内的等效动量源项
Figure BDA0003917570870000063
Figure BDA0003917570870000064
Figure BDA0003917570870000065
进一步，将此翼面段在三个方向的等效动量源项添加到对应的动量方程中，进行CFD数值计算得到等效的螺旋桨/旋翼流场结果。
实施例1
根据以上具体实施方式中的详细步骤，数值模拟NASA-SR3螺旋桨的流场，螺旋桨桨叶采用NACA65系列翼型，其翼型的升阻力系数随攻角的变化结果如图3所示。螺旋桨来流马赫数为0.8，采用10.7km高度的大气参数作为压力远场边界条件的参数，提取轴向站位0.8处的速度值，其对比结果如图7所示，从图中可以看出本发明的叶素动量源耦合CFD等效盘方法能准确的模拟螺旋桨/旋翼的流场特性。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征及优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (8)

1.一种基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、基于叶素理论，将螺旋桨的桨叶沿着径向离散为若干叶素即翼面段；
步骤二、根据翼面段的翼型外形，构建翼面段二维翼型的流场仿真模型；
步骤三、对翼面段进行受力分析，然后根据翼面段的气动力系数、有效攻角和合速度，计算得到翼面段的升阻力；
步骤四、根据螺旋桨的旋转面尺寸，即旋转半径R，绘制叶素等效盘CFD网格；
步骤五、将等效盘中相同半径处的体网格认定为一个整体，即圆柱环，计算此圆柱环的体积，得到等效的螺旋桨/旋翼流场结果。
2.根据权利要求1所述的基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，其特征在于，在所述步骤一中，设定翼面段的编号为i，根据螺旋桨的几何参数，得到每个翼面段的翼型、弦长ci、沿着桨叶的径向半径ri、沿着径向的离散厚度dri、几何安装角与扭转角之和
Figure FDA0003917570860000014
再根据螺旋桨的工作特性，得到翼面段的自由来流速度U∞、旋转速度ω和桨叶个数N。
3.根据权利要求2所述的基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，其特征在于，在所述步骤二中，采用CFD数值方法，构建翼面段二维翼型的流场仿真模型，得到当前翼面段的翼型随着攻角变化的升力CL(αi)和阻力系数CD(αi)。
4.根据权利要求3所述的基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，其特征在于，在所述步骤二中，获取翼面段在旋转平面内的速度分量vyi和vzi，求解翼面段在旋转平面内的切向速度Vi′：
Figure FDA0003917570860000011
得到翼面段的诱导攻角βi：
Figure FDA0003917570860000012
得到翼面段的有效合速度Vi：
Figure FDA0003917570860000013
得到翼面的有效攻角αi为：
Figure FDA0003917570860000021
5.根据权利要求4所述的基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，其特征在于，在所述步骤三中，根据翼面段的气动力系数、有效攻角和合速度，计算得到翼面段的升阻力：
升力为：
Figure FDA0003917570860000022
阻力为：
Figure FDA0003917570860000023
分析翼面段的受力和速度方向，计算得到翼面段的拉力和扭力：
拉力为：
dTi＝dLicos(βi)-dDisin(βi)
扭力为：
dQi＝dLisin(βi)+dDicos(βi)。
6.根据权利要求5所述的基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，其特征在于，所述步骤四中，根据螺旋桨的旋转面尺寸，即旋转半径R，建立叶素等效盘CFD计算模型，在此等效盘计算模型中，每个体网格即等效为一个翼面段，获取当前体网格的气流速度(vxi、vyi、vzi)、坐标(xi、yi、zi)和沿轴向的厚度h等特征信息，其中为vxi轴向速度，vyi和vzi为螺旋桨旋转平面的速度。
7.根据权利要求6所述的基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，其特征在于，在所述步骤五中，将等效盘中相同半径处的体网格认定为一个整体，即圆柱环，得到此圆柱环的体积W为：
W＝2πridrih。
8.根据权利要求7所述的基于叶素动量源耦合CFD的等效盘方法，其特征在于，在所述步骤五中，根据体网格的坐标和等效盘旋转中心的坐标(y0、z0)，得到当前翼面段等效体网格的方位角：
Figure FDA0003917570860000024
采用修正系数的方式加入到等效盘模型中，此系数为桨尖损失修正系数f：
Figure FDA0003917570860000031
得到翼面段对应体网格在笛卡尔坐标系内的等效动量源项：
Figure FDA0003917570860000032
Figure FDA0003917570860000033
Figure FDA0003917570860000034
将此翼面段在三个方向的等效动量源项添加到对应的动量方程中，进行CFD数值计算得到等效的螺旋桨/旋翼流场结果。
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