一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及直升机技术领域，具体是一种直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方 法。
【背景技术】
[0002] 直升机是部件间的气动干扰非常复杂，直接关系到直升机的性能和飞行品质。在 过去，关于直升机孤立旋翼或孤立尾奖的研究已经开展了许多工作，然而，针对考虑真实情 况的旋翼/尾奖非定常干扰的研究相对较少。1977年，Levedon等人针对Lynx直升机进 行了飞行实测，W确定该直升机前飞时产生"哺哺"（"burble")噪声的原因。Lynx直升 机在最初设计中，尾奖的旋转方向是"底向后"，而当改变尾奖旋转方向为"底向前"时，"哺 哺"（"burble")噪声的问题得到了解决。近年来，德国Yin等人在近期的"抓-HeliNOVI 项目"中，针对B0-105直升机的旋翼/尾奖干扰问题进行了试验研究。他们的研究结果与 Levedon的是相反的，他们认为在爬升状态和平飞状态，尾奖旋转方向为"底向后"时的直 升机平均噪声水平要低于尾奖旋转方向为"底向前"的水平。出现矛盾结论的原因是两者 采用的直升机构型参数的不同，Lynx直升机尾奖相对于旋翼的位置要低于B0-105直升机。 由此可见，尾奖旋转方向和旋翼/尾奖相对位置对尾奖的气动噪声特性，乃至直升机的整 体飞行性能都有很大影响。不同的飞行状态和旋翼/尾奖参数，会导致旋翼尾迹与尾奖的 相遇位置不同，从而使得尾奖受干扰影响的特性不同。若采用试验方法对旋翼和尾奖受干 扰的特性进行研究，一是成本过高，二是不能够仿真各种实际的飞行情况，比如特别危险的 情形。而采用数值仿真方法对旋翼/尾奖干扰进行分析可大幅度减小试验成本和周期，也 可方便地针对多种构型和各种状态下的旋翼/尾奖干扰特性进行研究。
【发明内容】
[0003] 本发明要解决的问题是提供一种直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方法，该方 法较准确地分析直升机的旋翼/尾奖干扰对其气动特性的影响，降低了研究成本，扩大了 研究范围。
[0004] 本发明公开的一种直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方法，包括W下步骤：
[0005] 1)根据常规直升机的构型参数，确定旋翼和尾奖的展弦比W及相对位置，从而建 立用于旋翼/尾奖气动干扰数值模拟的计算模型；
[0006] 2)生成相应的旋翼和尾奖网格；
[0007] 3)分别在悬停状态、低速前飞状态、中速前飞状态和高速前飞状态下，针对底向前 和底向后尾奖、高位和低位尾奖，对旋翼/尾奖干扰流场进行CFD计算；
[000引 4)对比步骤3)中的计算结果，分析不同参数对旋翼/尾奖气动干扰的影响。
[0009] 作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤3)中的C抑计算包括W下步骤：
[0010] 301)读入直升机计算参数、旋翼和尾奖奖叶贴体网格W及背景网格；
[0011] 302)对直升机旋翼和尾奖奖叶网格W及背景网格进行前处理；
[0012] 303)对旋翼和尾奖网格在背景网格中进行挖洞和贡献单元捜索，并将两者的嵌套 关系进行储存；
[0013] 304)进行流场初始化；
[0014] 305)更新直升机旋翼和尾奖奖叶网格坐标；
[0015] 306)更新直升机旋翼和尾奖奖叶网格和背景网格之间的嵌套关系；
[0016] 307)进行Lynx直升机旋翼和尾奖奖叶网格上的流场计算，包括无粘通量、端流模 型、粘性通量计算W及LU-SGS隐式时间推进，并更新背景网格上对应的洞边界单元的流场 信息；在旋翼/尾奖干扰流场计算中采用N-S方程作为主控方程：
[0017]
(1)
[0018] 使用MUS化格式对单元内流场变量进行重构，并采用低耗散的Roe格式进行空间 离散，根据Roe格式，网格面上的无粘通量计算公式为：
[0019]
(2)
[0020]选用Venkatakrishnan限制器；
[0021]
(3)
[0022] 采用双时间法模拟干扰流场的非定常效应，引入伪时间，并对伪时间和物理时间 导数分别进行差分处理，可得到：
[0023]
(4)
[0024] 采用Spalart-Allmaras-方程模型作为端流模型；
[0025]308)进行背景网格上的流场计算，并更新奖叶网格外边界的流场信息；
[0026] 309)判断是否超过伪时间步数；若是，则进行下一步骤；若否，则返回步骤307);
[0027] 310)判断是否超过物理时间步数；若是，则进行下一步骤；若否，则返回步骤 30巧；
[002引 311)输出直升机旋翼和尾奖干扰流场信息、奖叶表面压力、剖面气动力；计算结 束。
[0029] 作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤307)中，在双时间法中的伪时间步引 入LU-SGS隐式时间；无矩阵形式的LU-SGS格式，具体计算方法可分为两个步骤：
[0030] 3071)向前扫略；
[0031]
(5)
[0032] 3072)向后扫略；
[0033]
(6)
[0034] 作为上述技术方案的进一步改进，在所述步骤302)中还计算单元体积。
[0035] 作为上述技术方案的进一步改进，在所述步骤304)中，进行流场初始化时，若是 第一次计算，则可把来流状态的流场变量作为计算初值；若是之前进行过相同旋翼的类似 状态计算，则可将其最终流场作为本次计算的流场初值。
[0036] 本发明的直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方法建立了一种准确的旋翼/尾奖 气动干扰的数值仿真模型，建立的旋翼/尾奖气动干扰的数值仿真模型在结果上更接近于 实际的干扰结果。将不同的旋翼/尾奖参数输入到计算输入文件中，并进行计算，得出的干 扰流场结果，就可W模拟直升机旋翼/尾奖在不同飞行状态的干扰情况，并避免了传统祸 系方法中对旋翼/尾奖气动干扰进行计算而带来的误差，可直接服务于直升机设计、飞行 性能计算W及飞行品质分析。
【附图说明】
[0037] 图1是本发明的旋翼/尾奖气动干扰计算的流程图；
[003引图2是仿真的流场结构侧视图；
[0039] 图3是仿真的流场结构俯视图；
[0040] 图4是干扰状态下的尾奖叶典型剖面法向力数值仿真结果示意图。
【具体实施方式】
[0041] 下面结合附图，采用针对典型直升机验证的算例，对本发明提出的一种直升机旋 翼/尾奖气动干扰数值仿真方法进行详细说明。
[0042] 本发明公开的一种直升机旋翼/尾奖气动干扰数值仿真方法，采用基于N-S方程 的CFD计算方法针对旋翼/尾奖干扰流场、气动力进行数值仿真，并可重点围绕尾奖旋转方 向W及尾奖垂向位置两个重要构型参数对旋翼/尾奖干扰特性展开参数影响分析。具体包 括W下步骤：
[0043] 1)根据常规直升机的构型参数，确定旋翼和尾奖的展弦比W及相对位置，从而建 立用于旋翼/尾奖气动干扰数值模拟的计算模型。由所述计算模型中得知旋翼和尾奖的半 径比，奖尖速度比，也能够通过旋翼和尾奖的垂向相对位置来判断所采用的旋翼/尾奖构 型中，尾奖是高位尾奖或是低位尾奖，是拉力式尾奖或者是推力式尾奖。
[0044] 2)生成相应的旋翼和尾奖网格。首先采用公知的"楠圆型方程网格生成法"生成 旋翼或尾奖奖叶剖面的二维翼型网格，然后采用"平铺法"生成其=维奖叶网格。另外，在 生成网格时，需考虑在步骤1)中确定的旋翼和尾奖相对位置，从而控制旋翼和尾奖奖叶网 格的厚度层数，W保证最终生成的奖叶网格不与其它奖叶的物面发生碰撞。
[0045] 3)分别在悬停状态、低速前飞状态、中速前飞状态和高速前飞状态下，针对底向前 和底向后尾奖、高位和低位尾奖，对旋翼/尾奖干扰流场进行CFD计算：
[0046] 如图1所示，步骤301)，读入Lynx直升机计算参数、旋翼和尾奖奖叶贴体网格W及 背景网格。