基于非惯性系的悬停状态旋翼CFD/CSD耦合气动分析

旨在提高先进旋翼气动特性的分析精度,在旋翼高精度CFD分析中耦合气动弹性效应,取代传统方法中的刚性桨叶假设,并考虑悬停状态旋翼流场准定常的特性,在非惯性坐标系下建立了一套适合于悬停状态旋翼气动特性计算的CFD/CSD耦合分析方法。旋翼气动载荷通过求解三维Navier-Stokes方程求得,空间离散及通量计算采用Jameson中心格式,时间方向则选用五步Runge-Kutta迭代求解,湍流模型采用B-L模型;基于Hamilton原理建立了描述旋翼弹性运动的非线性微分方程,针对旋翼悬停状态的工作特点,采用Raphson迭代方法求解获得旋翼桨叶的弹性变形量。在CFD/CSD耦合计算中,旋翼桨叶交接面载荷及变形信息通过CFD与CSD模块进行传递,同时为提高桨叶弹性变形后贴体网格生成的效率和质量,采用基于网格点坐标转换的网格变形方法。在CFD和CSD程序分别验证基础上,采用建立的旋翼CFD/CSD耦合分析方法计算了先进的UH-60A直升机旋翼的表面压强及气动载荷。计算结果表明,与刚性旋翼CFD模拟结果比较,本文建立的CFD/CSD耦合分析模型可以更准确地预估旋翼气动载荷和性能。     

基于N-S方程的剪刀式尾桨前飞状态气动力计算研究

建立了一个适用于计算剪刀式尾桨前飞状态气动力的数值方法。在该方法中,采用惯性坐标系下的非定常Navier-Stokes方程作为主控方程,使用低数值耗散的Roe格式进行空间离散,并应用高效的隐式LU-SGS格式进行时间推进;采用双时间法以模拟尾桨前飞时的非定常现象;使用运动嵌套网格方法以计入尾桨桨叶的旋转运动。应用建立的方法,首先对有试验数据可作对比的Lynx直升机尾桨悬停状态气动性能进行了计算,验证了所建立方法对尾桨气动性能计算的有效性;同时,针对Helishape 7A旋翼进行了前飞状态气动载荷计算,验证了该方法对旋翼(尾桨)前飞气动载荷计算的有效性。最后,对剪刀式尾桨前飞状态进行了气动力计算,并分析了构型参数对剪刀式尾桨气动力的影响。计算结果表明,前飞状态时,相同总距下剪刀式尾桨的平均拉力要大于常规尾桨,且剪刀式尾桨在90°-180°-270°方位角内的桨-涡干扰现象较常规尾桨严重。     

纵列式直升机双旋翼气动特性分析

由于纵列式直升机前后旋翼之间会产生复杂的干扰现象,本文针对两旋翼之间的气动干扰问题进行了流场分析。首先,建立了基于动量源模型和N-S（Navier-Stokes）方程的数值研究方法,选用k?ω SST两方程湍流模型,采用基于压力隐式求解器,并对所建立求解方法进行了算例验证。随后,对悬停状态,前向来流状态,后向来流状态的纵列式双旋翼直升机前后旋翼干扰流场分别进行了数值模拟,并结合计算结果与流场特性,对干扰流场所产生的气动现象进行了分析。结果表明,针对本文算例,悬停状态前后旋翼性能均降低,后旋翼对前旋翼的性能影响较大。前向来流状态后旋翼升力损失大于悬停状态,后向来流状态前旋翼升力损失更为明显,最低处旋翼效率损失近半。     

基于运动嵌套网格的前飞旋翼绕流N-S方程数值计算

 通过求解 Navier-Stokes方程数值模拟了直升机旋翼前飞非定常流场。为了模拟包括旋转、周期性变距和周期性挥舞的非定常运动,采用了一种能够快速完成重叠网格间流场信息交换的运动嵌套网格方法。空间上采用中心平均的有限体积法进行离散,时间方向应用含隐式子迭代的双时间法推进求解。为了验证程序的正确性,数值计算了一有升力悬停流场,旋翼桨叶表面压力分布的计算值与实验值吻合很好。     

基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼/机身干扰流场分析

针对纵列式双旋翼桨叶的几何特征、运动方式及气动特性,建立了基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼/机身组合流场的数值模拟方法,该方法中采用的非结构网格能综合考虑双旋翼/机身干扰流场特点且满足动量源计算网格要求。通过算例的计算值与试验值的对比,验证了本文方法的有效性,然后采用该方法分析了悬停及前飞状态下纵列式直升机的双旋翼/机身干扰流场特性。     

非结构嵌套网格的直升机旋翼/机身前飞流场数值模拟

建立了一个适用于前飞状态直升机单独旋翼、机身以及旋翼/机身组合体流场的数值计算方法及模型.在该方法中,使用非结构运动嵌套网格描述桨叶之间以及桨叶与机身之间的空间位置变化关系,控制方程采用惯性坐标系下的非定常Navier-Stokes(N-S)主控方程,空间方向上使用二阶迎风格式,时间方向上使用Lower-upper symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)格式.对于求解中遇到的旋翼/机身间距离过近所导致的贡献单元生成困难问题提出了一种新的解决方法.应用所建立的方法,分别对单独旋翼、机身及旋翼机身组合体的前飞绕流场进行了数值模拟与分析,计算结果与试验结果的对比表明本文建立的方法对直升机的前飞绕流场的计算和分析是很有效的.      

用运动嵌套网格方法数值模拟旋翼前飞非定常流场

通过求解Ｅｕｌｅｒ方程数值模拟了直升机旋翼前飞非定常流场。为了模拟包括旋转、周期性变距和周期性挥舞的非定常运动,本文采用了一种能够快速完成重叠网格间流场信息交换的运动嵌套网格方法。空间采用中心平均的有限体积法进行离散,时间方向采用双时间法隐式推进求解。为了验证方法的正确性,数值模拟了悬停流场,数值结果和实验值吻合很好。尽管前飞状态的计算没有实验验证,但计算结果与其它文献计算结果吻合很好。     

基于N-S方程的悬停旋翼桨叶气动干扰数值模拟

采用基于N-S方程的CFD方法,通过计算前后平行放置的双翼和三翼的干扰流场,对悬停状态旋翼桨叶之间的气动干扰机理进行了数值探讨;在此基础上,进行了2种桨叶片数、2种桨距及2种桨尖马赫数情况的旋翼悬停流场对比计算,模拟它们对旋翼气动性能和桨叶间气动干扰作用的影响,得到一些与工程实际吻合的现象和结论。     

倾转旋翼典型飞行状态气动特性的CFD分析

针对倾转旋翼特有的悬停、巡航、过渡3种飞行模式,基于CFD方法分别对倾转旋翼的上述3种典型飞行状态进行了数值模拟.首先,基于运动嵌套网格思想建立了适合倾转旋翼运动模拟的多层运动嵌套网格系统.然后,基于RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)方程建立了适用于非定常流场分析的CFD模拟方法.为了提高整个流场的计算效率,时间推进采用高效的隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss Seidel)方法,并运用SPMD(single program multiple data)并行计算模式.最后,采用所建立的网格生成方法和流场求解器,进行了不同飞行状态下的倾转旋翼气动特性数值分析,验证了建立CFD方法的有效性并得出了多种飞行状态下的气动特性.结果表明:悬停状态下倾转旋翼相对于直升机旋翼有更加明显的下洗流影响区域.巡航状态两旋翼中心间距为2.5R时,倾转旋翼之间存在明显的气动干扰.过渡状态下,倾转旋翼提供的拉力在倾转角为45°前下降较快,且在倾转角较小时,倾转旋翼桨叶表面拉力分布仍能表现出直升机旋翼的特性.      

新型桨尖旋翼悬停气动性能试验及数值研究

通过旋翼台试验和数值模拟方法对具有China Laboratory of Rotorcraft（CLOR）桨尖旋翼的悬停气动性能进行研究。为进行对比研究,共设计完成3副模型旋翼,分别为参考的矩形桨叶、常后掠桨尖的桨叶以及具有CLOR桨尖气动外形的桨叶。在模型旋翼台上进行这3副模型旋翼在不同转速、不同桨叶安装角条件下的旋翼拉力和扭矩测量;数值计算是采用一个基于Narier-Stokes方程／自由尾迹分析／全位势方程的旋翼流场求解的混合计算流体力学（CFD）方法进行的,计算结果与试验结果显示出较好的一致性。在此基础上,数值模拟了在旋翼试验台上很难开展的高速旋转试验状态。最后,根据试验和数值结果,对比分析具有CLOR新型桨尖旋翼与矩形桨尖以及常后掠桨尖旋翼的悬停气动性能,得出关于非常规气动外形桨尖对旋翼气动特性的影响机理,初步体现了CLOR桨尖旋翼具有良好的悬停性能。     

基于高阶WENO格式的旋翼非定常涡流场数值模拟

为提高直升机旋翼黏性涡流场计算流体力学（CFD）的计算精度及降低数值耗散,发展了一套基于五阶加权本质无振荡（WENO）格式的旋翼非定常涡流场数值计算方法。采用运动嵌套网格方法生成围绕前飞状态旋翼的网格系统,以Navier-Stokes方程作为主控方程,湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras模型。为了提高旋翼流场中对涡的形成、演化等发展过程的模拟精度,采用高间断分辨率的Roe-WENO格式计算对流通量。对状态变量的插值,选取适当的加权因子,通过多个重构模板的凸组合来构造五阶WENO格式,在交界面附近获得具有五阶精度的状态变量。为了提高计算效率,采用高效的隐式LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel）推进方法和并行计算策略。最后,运用该方法分别对悬停状态下C-T（Caradonna-Tung）旋翼和UH-60A旋翼以及前飞状态下C-T旋翼和SA349/2旋翼的涡流场及气动特性进行了数值模拟,并将数值结果与传统二阶精度格式的计算值进行了对比。结果表明：在计算时间增长10%～20%的前提下,五阶WENO格式能够捕捉到更精确的涡流场特性,反映了五阶WENO格式在计算旋翼非定常涡流场时具有更高的计算精度与更低的数值耗散特性。     

叶轮机械三维粘性动静叶干涉的数值模拟

本文发展了 1套模拟叶轮机械三维粘性动静叶干涉的数值方法。在成熟的空间离散方法基础上 ,提出了 1种高效的双时间步隐式时间推进方法 ,并构造了一种保证守恒的动静叶交界面处的数值通量计算方法。本文对某三维亚音速涡轮的动静叶干涉进行了数值模拟 ,结果与实验符合较好。     

非定常动静叶干涉作用的二维数值模拟

采用涡方法研究叶轮机内动、静叶间的相互作用,它利用全三维的、通道时间平均的定常解为基础解,并由此给出非定常扰动场的初始解。为计算叶片对扰动场的响应过程,采用拉格朗日方法追踪扰动涡团的对流流动过程,用确定性涡方法来描述流体的粘性扩散过程。用该方法对某型压气机的一级（动、静叶栅距比为１．７４）的动、静叶相互作用,进行了二维有粘问题的数值模拟。数值结果表明,该方法具有较好的收敛性和收敛速度;转子出口的尾迹和各种旋涡等非定常因素在静叶通道中的切割、迁移过程,非定常性对静叶攻角的影响以及脉动压力的振幅衰减特性也在文中作了分析。     

Robust Navier-Stokes method for predicting unsteady flowfield and aerodynamic characteristics of helicopter rotor

A robust unsteady rotor flowfield solver CLORNS code is established to predict the complex unsteady aerodynamic characteristics of rotor flowfield. In order to handle the difficult problem about grid generation around rotor with complex aerodynamic shape in this CFD code,a parameterized grid generated method is established, and the moving-embedded grids are constructed by several proposed universal methods. In this work, the unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS) equations with Spalart-Allmaras are selected as the governing equations to predict the unsteady flowfield of helicopter rotor. The discretization of convective fluxes is accomplished by employing the second-order central difference scheme, third-order MUSCL-Roe scheme, and fifth-order WENO-Roe scheme. Aimed at simulating the unsteady aerodynamic characteristics of helicopter rotor, the dual-time scheme with implicit LU-SGS scheme is employed to accomplish the temporal discretization. In order to improve the computational efficiency of holecells and donor elements searching of the moving-embedded grid technology, the ‘‘disturbance diffraction method" and ‘‘minimum distance scheme of donor elements method" are established in this work. To improve the computational efficiency, Message Passing Interface(MPI) parallel method based on subdivision of grid, local preconditioning method and Full Approximation Storage(FAS) multi-grid method are combined in this code. By comparison of the numerical results simulated by CLORNS code with test data, it is illustrated that the present code could simulate the aerodynamic loads and aerodynamic noise characteristics of helicopter rotor accurately.     

单级跨音速压气机三维非定常粘性流动计算

本文以数值求解雷诺平均非定常N-S方程方法完成了单级跨音速压气机动静叶相干三维非定常粘性流动计算,给出了高分辨率NND格式的时间推进有限差分解。对某跨音速单级压气机进行了定常和非定常流的详细数值计算,设计转速下定常粘性流场计算所得到的性能参数与实验结果吻合较好。在此基础上,对最高效率状态进行了动/静叶相互干扰的非定常流动计算,并对结果进行了分析。      

非定常数值模拟方法的发展及其在动态绕流中的应用

基于混合通量分裂的思想,通过应用Gauss-Seidel迭代求解差分方程,构造了一种时空二阶精度、无条件稳定的隐式迭代NND算法,并讨论了时间精度与稳定性,亚迭代收敛判则,几何守恒律的应用以及动壁边界条件等相关问题.通过引入一种简便易行的加权函数来综合刚性动网格生成技术和超限插值生成动网格这两种方法的优点,发展了一种计算量小、比较实用的加权动网格生成技术.作为应用实例,本文给出了多个动态物体绕流的数值模拟算例,计算结果表明了本文数值方法的成功.     

ALE方法求解圆柱的涡致振动

数值求解基于拉格朗日-欧拉(ALE)描述的不可压缩流体的N-S方程,计算了较小雷诺数下圆柱的涡致振动现象.N-S方程的对流项和扩散项分别采用三阶迎风紧致格式和四阶中心紧致格式离散,计算网格采用H-O非交错网格系统,并结合分块耦合方法.柱体运动简化为弹簧-阻尼-质量系统,柱体运动方程采用经典龙格-库塔方法求解.通过模拟柱体和流体之间的非线性耦合作用,成功地捕捉到了"锁定"、"拍"和"相位开关"等现象,并与试验数据相吻合.另外,本文详细分析了Re＝200时圆柱尾涡形态、升力、阻力以及圆柱位移等随圆柱自振频率变化的过程,捕捉到尾涡结构变化的频率转折点.     

欧拉方程计算非定常流动的一种数值方法

提出了利用欧拉方程计算非定常流动的一种数值方法。在利用中心差分的有限体积法和双时间推进法求解非定常欧拉方程过程中，通过在固定物面边界上满足完全的非定常边界条件，计算出非定常流场。算例结果表明，本文方法具有高效、简便的特点，而且能描述激波的非定常运动和变化情况。     

基于广义动态尾迹理论的旋翼非定常气动特性分析

本文建立了一套时域下前飞旋翼非定常气动载荷的计算方法.考虑人流的非均匀性,采用"Peters-He"广义动态尾迹人流模型;为计人气流压缩性、动态特性对气动载荷幅值和相位的影响,翼型剖面升力使用Leishman-Beddoes二维非定常模型计算.为分析旋翼非定常气动特性,建立模型方程的状态空间形式,并采用四阶Runge-Kutta法求解,以提高计算效率.以美国H-34直升机前飞状态为算例,并将计算结果与飞行测试数据进行比较,验证了计算方法的有效性,在此基础上,进一步分析了诱导速度、迎角、升力分布随前进比的变化,以及不同桨叶气动外形(桨尖尖削、负扭转)对旋翼气动特性的影响,得出了一些有意义的结论.