直升机旋翼／机身非定常气动干扰数值分析-论文.pdf

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1、第32卷第3期空气动力学学报Vo1．32，No．32014年O6月ACTAAERoDYNAMICASINICAJun．，2014文章编号：0258—1825(2014)03—0320—08直升机旋翼／机身非定常气动干扰数值分析谭剑锋，王浩文(清华大学航天航空学院，北京100084)摘要：基于非定常面元／时间步进全展自由尾迹建立了旋翼／机身非定常气动干扰分析方法。方法中耦合了非定常面元法和时间步进自由尾迹，以准确模拟旋翼非定常气动力、旋翼尾迹及桨叶对机身的非定常干扰效应。为模拟前飞状态下具有升力的机身，将机身离散为汇／偶极子面元，并采

2、用涡线镜像法模拟旋翼尾迹靠近机身表面产生的加速效应。通过计算前飞状态的Maryland、ROBIN(RotorBodyINteraction)旋翼／机身干扰下的非定常压力分布，并与可得到的实验值、CFD计算结果对比，验证方法的准确性。随后分析前飞速度、旋翼与机身距离对旋翼／机身非定气动干扰的影响。计算结果表明机身头部和中部非定常压力主要受桨叶的通过性影响，而机身尾梁主要受尾迹／机身干扰影响，机身非定常气动力频率为桨叶片数的倍频。随前飞速度的增加，机身非定常压力幅值增加，尾梁压力幅值先增加后减小；增加旋翼与机身距离将减小机身和尾梁非定

3、常压力幅值。关键词：旋翼／机身干扰；非定常面元法；自由尾迹；非定常气动力；直升机中图分类号：V211．52文献标识码：Adoi：10．7638／kqdlxxb一2012．0141桨叶非定常特性对机身的干扰以及机身对桨叶非定O引言常气动力的影响。旋翼流场由桨叶产生的旋涡主导，因而显得非常将旋翼尾迹简化成涡线，自由尾迹能快速模拟旋复杂。低速前飞状态下，机身浸润在旋翼尾迹中，桨翼尾迹复杂的非定常特性，如桨尖涡涡对、涡环状态叶脱出的桨尖涡将贴近机身表面移动，由此产生显著的相互缠绕等，是一种实用高效的分析方法口。。通的旋翼／机身非定常气动干扰

4、口]。由于旋翼尾迹的复过汇面元模拟机身、并结合旋翼自由尾迹或预定尾迹杂性和时变性，因此旋翼／机身气动干扰将影响机身可高效地分析旋翼／机身气动干扰[1¨]，并在工程设表面压力分布，并产生显著的非定常气动载荷。此计中得到广泛应用。但该方法采用二阶升力线模型外，旋翼／机身非定常气动干扰也将改变桨叶气动环(单根涡线)模拟桨叶气动力，因此难以准确计人复杂境，影响桨叶非定常气动载荷，并最终影响旋翼气动的桨叶三维效应、桨尖效应及桨叶／机身相互干扰效性能、操纵载荷及整机振动载荷，因此准确分析旋翼／应。同时该方法采用汇面元模拟机身，而汇面元不能机身非

5、定常气动干扰显得非常重要。有效地模拟升力体，因此不能很好地模拟前飞状态下随着CFD方法在旋翼流场分析中的成功应用，有升力的机身。为此，本文将通过汇／偶极子非定常CFD方法已逐步应用于旋翼／机身非定常气动干扰面元模拟桨叶和机身的非定常气动特性，耦合旋翼时分析]。基于求解Navier—Stokes方程，采用嵌套网间步进自由尾迹和尾迹涡线镜像法以模拟旋翼尾迹格技术，CFD方法能准确模拟复杂的旋翼流场，但该靠近机身产生的尾迹／机身干扰效应，并由桨叶和机方法在桨叶和机身附近需大量网格，且存在较大的数身面元的同步求解，建立基于非定常面元／全展自

6、由值耗散，因此消耗较多的计算时间和计算资源。通过尾迹的旋翼／机身非定常气动干扰分析方法。文中将将旋翼简化为作用盘，采用动量源方法可提高旋翼／计算前飞状态下的Maryland、ROBIN旋翼／机身气机身气动干扰分析效率，但该方法不能很好模拟动干扰，并与实验测量值、CFD计算结果对比，验证*收稿日期：2012—09—05；修订日期：2012—11-11作者简介：谭剑锋(1984一)，男，博士研究生，主要研究方向：旋翼动力学和总体设计．E—mail：windtam2003@gmail．com通讯作者：王浩文，男，博士，教授、博导，主要研究

7、方向：旋翼动力学、结构强度及振动载荷分析．E—mail：bobwang@mail．tsinghua．edu．cn引用格式：谭剑锋，王浩文．直升机旋翼／机身非定常气动干扰数值分析[J3．空气动力学学报，2014，32(3)：320—327．doi：10．7638／kqdlxxb一2012．0141．TANJF，WANGHW．Numericalanalysisofhelicopterr0tor／fuselageunsteadyaerodynamicinteractionEJ]．ACTAAerodynamicaSinica，2014，32

8、(3)：320327．第3期谭剑锋等：直升机旋翼／机身非定常气动干扰数值分析321本文方法的准确性。最后分析前飞速度、旋翼与机身则式(5)可表示成：距离对旋翼／机身非定常气动干扰的影响。∑A一一∑B(8)1计算方法式中A为桨叶偶极子面