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CFD/CSD耦合方法的新型桨尖旋翼气动弹性载荷计算

为提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,在刚性旋翼计算流体力学(CFD)方法中引入计算结构动力学(CSD)方法,建立了一套适合于新型桨尖旋翼气动弹性载荷分析的CFD/CSD耦合方法。旋翼流场分析采用NavierStokes/Euler方程作为控制方程,围绕旋翼生成运动嵌套网格。在流场求解中,采用双时间法推进,通量计算采用Jameson中心格式,并采用B-L(Baldwin-Lomax)湍流模型。基于Hamilton变分原理和中等变形梁理论开展桨叶弹性运动变形分析,并发展了一套具有任意转角梁单元的新方法以提高新型桨尖旋翼的动力学分析精度。采用基于代数变换方法的网格变形策略,建立了一套CFD/CSD松耦合方法,桨叶运动变形和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。首先分别对CSD和CFD模块进行了验证,然后计算了UH-60A旋翼在高速前飞状态下的气动弹性载荷,并与试验值进行了对比,最后重点对旋翼桨尖形状进行了参数分析。计算结果表明,相比于升力线理论和刚性旋翼CFD方法,CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,并能更准确地反映新型桨尖旋翼的气动弹性耦合效应;同时采用后掠桨尖在桨叶前行侧30°~90°方位角范围可以显著降低激波强度,有利于改善旋翼的气动特性。     

基于CFD/CSD耦合方法的旋翼气动弹性载荷计算分析

为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网格变形问题,采用基于代数变换方法的网格变形技术,桨叶运动变形量和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。旋翼流场分析方法中,主控方程采用耦合S-A湍流模型的Navier-Stokes方程,围绕旋翼流场的网格采用结构嵌套网格方法生成,无黏通量计算采用Roe格式,时间推进采用双时间法。旋翼结构分析中,考虑旋翼配平,基于Hamilton变分原理和20自由度Timoshenko梁模型求解弹性旋翼非线性运动方程。分别对CSD和CFD方法进行验证,在此基础上,计算了SA349/2旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动力、挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩,并与飞行测试数据进行了对比。计算表明:CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,精确捕捉桨叶表面压强峰值、激波位置等,表明本文发展的旋翼CFD/CSD耦合方法可以有效地运用到旋翼气动弹性载荷的预测分析中。     

前行桨叶概念旋翼气动弹性响应分析

基于CFD/CSD松耦合策略,建立了前行桨叶概念（ABC）旋翼气动弹性分析方法.CFD计算中以非定常Euler/N-S方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型通过中等变形梁理论得到;CFD和CSD数据每隔一个旋转周期交换一次.以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了分析,计算结果与试验值吻合良好.然后对旋翼振动载荷、桨尖间距、升力偏移量及桨叶载荷进行了分析,研究了前飞速度、旋翼交叉角、提前操纵角等参数对上述动力学性能的影响.该文方法具有很好的分析精度和工程适用性,分析结果可为前行桨叶概念旋翼设计提供重要参考.     

基于IBC方法的旋翼BVI噪声主动控制机理

为揭示单片桨叶控制(IBC)主动控制技术抑制旋翼桨-涡干扰(BVI)噪声的降噪机理,建立了一套基于CFD/CSD/FW-H_pds方程的综合噪声分析方法。旋翼桨-涡干扰噪声与旋翼桨叶载荷特性、气动变形以及旋翼桨尖涡结构等密切相关,为有效模拟旋翼桨叶的载荷特性及桨尖涡结构,将Navier-Stokes方程作为前飞流场的主控方程,空间离散上采用三阶MUSCL插值格式与通量差分裂Roe格式相结合;时间方向上采用双时间法,使用隐式LU-SGS格式在伪时间方向上进行推进;湍流模型采用对分离流动具有较好捕捉能力的Spalart-Allmaras模型。为提高旋翼桨叶弹性变形运动的模拟精度,建立了基于Hamilton变分原理的CSD模型,并与高精度的CFD求解器结合,发展了适合旋翼桨叶变形及载荷特性模拟的流固耦合分析方法。在CFD/CSD耦合方法分析流场基础上,使用可穿透空间积分面的FW-H_pds方法对旋翼气动噪声特性进行计算。首先,对流场及噪声数值方法进行验证;然后,着重针对UH-60A旋翼的斜下降飞行状态,分别对有/无IBC噪声主动控制条件下的旋翼BVI气动噪声特性进行了模拟,相位角、幅值和频率等不同控制参数的影响对比分析结果表明:IBC主动控制减小了前行侧桨叶表面尤其是桨叶尖部的负压峰值,降低了桨-涡干扰发生位置附近的桨叶气动载荷;同时主动控制后的桨尖涡集中程度变弱,并且增加了桨叶与桨尖涡之间的相遇距离,从而显著降低了桨-涡干扰噪声;选取合理的相位角、幅值和频率等主动控制参数组合,BVI噪声降低可达5~7dB。     

前行桨叶概念旋翼动力学分析方法

根据前行桨叶概念(ABC)旋翼配平方程中未知量多于方程数的特点,提出了一种基于优化的配平问题求解方法。进而结合计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)松耦合策略,建立了ABC旋翼动力学分析方法。CFD分析中以非定常Euler/Navier-Stokes方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型采用非线性中等变形梁理论建立。以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了仿真分析,计算结果与飞行试验值吻合良好。仿真结果表明,该旋翼动力学分析方法具有很好的分析精度和收敛性,可广泛应用于ABC旋翼动力学分析。     

带后缘小翼的旋翼振动载荷计算

建立了考虑弹性桨叶、刚性小翼的旋翼气动弹性分析模型和旋翼载荷计算方法.以广义质量和广义力的形式描述小翼惯性力和气动力对系统的影响,以非定常/动态失速模型计算剖面气动力,结合基于实验数据修正的组合气动模型计算带小翼部分的剖面气动力,集成大变形桨叶模型考虑弹性变形的非线性,以力积分法计算桨叶剖面振动载荷.通过计算分析与实验结果相比较,验证了建立的气动弹性模型和载荷计算方法.结果表明:建立的桨叶结构模型精度很高,气弹模型能够准确预测旋翼的振动载荷,挥舞弯矩平均误差控制在9.1%,使用修正的小翼气动模型能有效提高小翼运动时桨叶振动载荷的计算精度.      

悬停状态下旋翼桨叶气动弹性稳定性分析及试验

研究直升机旋翼桨叶在悬停状态下挥舞-摆振-扭转全耦合运动的气弹稳定性。应用哈密顿原理推导桨叶运动的非线性偏微分方程, 推导气动载荷时采用了准定常气动理论, 并应用Galerkin有限元素法离散空间变量, 利用特征值分析来研究系统的稳定性。以海豚直升机为工程实例, 分析计算了其桨叶的气弹稳定性, 还进行了旋翼模型气弹稳定性试验研究, 确定旋翼结构参数对气弹稳定性的影响, 并同计算结果进行了比较, 得到了一些有意义的结论。      

基于CFD/CSD紧耦合的旋翼翼型气弹分析

采用CFD/CSD（计算流体力学/计算结构力学）紧耦合的方法,以Fluent软件作为主控平台,通过UDF（用户自定义函数）及I/O（输入/输出）文件读写的方式实现结构响应和气动载荷的数据交换,耦合求解了旋翼桨叶剖面的气动力和振动响应.在此基础上研究旋翼桨叶剖面在变距、沉降（挥舞）和周期交变来流条件下的气动特性和振动响应特性.结果表明:桨叶剖面在轻失速情况下,气动载荷周期性比较好,表现出光滑的迟滞环曲线,结构沉降响应也表现出光滑的周期性现象,扭转响应出现局部轻微振荡.深失速情况下,气动载荷及结构响应都表现出强烈的非线性振荡,高频成分较为明显.      

多片后缘小翼对直升机旋翼桨叶动态失速及桨毂振动载荷的控制

 减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-Leishman二维亚声速非定常气动模型计算。采用伽辽金和数值积分相结合的方法求解旋翼系统的气弹响应。建立了有效的多片后缘小翼控制策略和控制方法,分析了3片后缘小翼的运动规律及对后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制效果,结果表明利用多片小翼的运动是控制桨叶动态失速和桨毂振动载荷的有效方法。     

基于气弹耦合的旋翼桨涡干扰噪声预测方法

建立了基于气动/弹性耦合的旋翼桨涡干扰（BVI）气动和噪声分析方法。气动模型包括修正Beddoes尾迹模型和CFD模型，噪声计算采用基于声学类比法推导出的FW H（Ffowcs Williams Hawkings）方程，弹性桨叶动力学建模采用有限元方法。应用所建立的方法，对刚性的OLS（operational load survey）旋翼桨涡干扰状态的气动和噪声特性进行了计算，对比了两种气动模型在研究桨涡干扰问题的有效性；以弹性的HART Ⅱ旋翼为研究对象，分析了桨叶弹性、时间步长对桨涡干扰气动载荷和噪声的影响。结果表明:进行桨涡干扰计算时所采用的时间步长不宜超过2°。CFD方法由于固有的数值耗散，计算出的OLS旋翼噪声声压峰值仅为试验值的60%，而修正Beddoes尾迹模型能够避免数值耗散，且具有高效率的优势。考虑桨叶气动弹性能够提高旋翼桨涡干扰噪声的预测精度。      

A coupling VWM/CFD/CSD method for rotor airload prediction

A coupling fluid-structure method with a combination of viscous wake model(VWM),computational fluid dynamics(CFD) and comprehensive structural dynamics(CSD) modules is developed in this paper for rotor unsteady airload prediction. The hybrid VWM/CFD solver is employed to model the nonlinear aerodynamic phenomena and complicated rotor wake dynamics;the moderate deflection beam theory is implemented to predict the blade structural deformation; the loose coupling strategy based on the ‘delt method' is used to couple the fluid and structure solvers.Several cases of Helishape 7A rotor are performed first to investigate the effect of elastic deformation on airloads. Then, two challenging forward flight conditions of UH-60 A helicopter rotor are investigated, and the simulated results of wake geometry, chordwise pressure distribution and sectional normal force show excellent agreement with available test data; a comparison with traditional CFD/CSD method is also presented to illustrate the efficiency of the developed method.     

Panel/full-span free-wake coupled method for unsteady aerodynamics of helicopter rotor blade

A full-span free-wake method is coupled with an unsteady panel method to accurately predict the unsteady aerodynamics of helicopter rotor blades in hover and forward flight. The unsteady potential-based panel method is used to consider aerodynamics of finite thickness multi-bladed rotors, and the full-span free-wake method is applied to simulating dynamics of rotor wake. These methods are tightly coupled through trailing-edge Kutta condition and by converting doublet-wake panels to full-span vortex filaments. A velocity-field integration technique is also adopted to overcome singularity problem during the interaction between the rotor wake and blades. Helicopter rotors including Caradonna-Tung, UH-60A, and AH-1G rotors, are simulated in hover and forward flight to validate the accuracy of this approach. The predicted aerodynamic loads of rotor blades agree well with available measured data and computational fluid dynamics (CFD) results, and the unsteady dynamics of rotor wake is also well simulated. Compared to CFD, the present method obtains accurate results more efficiently and is suitable to rotorcraft aeroelastic analysis.     

High-resolution simulation for rotorcraft aerodynamics in hovering and vertical descending flight using a hybrid method

A high-resolution simulation tool for rotorcraft aerodynamics is developed by coupling CFD with a Vorticity Transport Model (VTM). An Eulerian-based CFD module is used to model the blade near body flowfield, and a Lagrangian-based VTM module is employed for vortex tracking in the far wake. The coupling procedure is implemented by transmitting vortex sources to the VTM module and feeding boundary conditions back to the CFD module. The presented CFD/VTM hybrid solver is firstly validated by hover cases of three different rotor configurations. Simulation results, including the blade surface pressure distribution, rotor downwash, and hover figure of merit, exhibit favorable correlations with available experimental data. Then, a rotor operated in vertical descending flight with a fixed collective pitch is investigated. It is shown that the CFD/VTM coupling method is suitable for rotor wake simulation. Wake instabilities (far wake breakdown in hover and toroidal wake pattern in the vortex ring state) are successfully demonstrated with a moderate computational cost.     

旋翼VPM/CFD耦合模型的建立及其在小前进比气动分析中的应用

为了提高旋翼计算流体力学（CFD）流场计算效率及克服其在尾迹捕捉上的不足,将旋翼黏性涡粒子方法（VPM）与CFD分析相结合,建立了一个新的旋翼VPM/CFD耦合气动分析模型。在该模型中,采用VPM分析以实现对旋翼尾迹中黏性涡的高效捕捉而不引入数值耗散,而采用CFD分析用于精确地模拟旋翼桨叶近体区域内复杂的流动现象,同时也为VPM分析提供一个较高精度的涡源模型。至于两者信息交换,则使用集中涡源法将CFD信息传递至VPM分析,而VPM计算得到的尾迹信息则通过边界修正施加至CFD域的远场边界上,从而可以鲁棒地实现CFD域与VPM域的耦合计算。在此基础上,对“Helishape 7A旋翼”小前进比前飞桨-涡干扰（BVI）状态进行了较为深入的气动分析,计算结果表明：与全CFD计算比较,建立的VPM/CFD耦合分析模型可以有效地避免旋翼尾迹区桨尖涡的数值耗散,从而更加可靠地捕捉桨-涡干扰状态下的桨叶非定常气动载荷脉动,同时对于本文算例,计算效率可以提高30%以上。     

斜下降旋翼桨涡干扰声源定位及表面压力

旋翼桨-涡干扰（BVI）是直升机在进场和离场等近地飞行时后行桨叶切割前行桨叶脱落桨尖涡产生的气动扰动，该扰动不仅对桨叶表面压力载荷产生激励作用，同时也会引起旋翼噪声出现激增，旋翼噪声激增的主要成分为桨-涡干扰噪声。本文首先对斜下降桨-涡干扰状态桨叶表面载荷进行数值计算；然后分别阐述了基于改进整周期同步平均旋翼噪声去噪方法、基于多层小波包分解的桨-涡干扰声源识别和分离方法以及基于bartlett时延计算和球面插值的声源定位方法，设计并开展了风洞斜下降状态桨-涡干扰桨叶表面压力和声源定位试验，给出了开发的声源定位软件界面、声源定位图像畸变校准方法及声阵列现场校准方法；最后对比分析了不同试验状态的桨-涡干扰噪声声源特性以及和桨叶表面压力之间的关联性，并给出了声源定位及表面压力试验数据分析结果。结果表明典型斜下降状态后行侧桨-涡干扰主要出现在方位角310°~330°、径向位置1.6~1.8 m桨盘平面区域。     

直升机急拉杆机动飞行仿真建模与验证

 针对直升机大机动飞行仿真,建立了一个非线性的飞行动力学模型,考虑了翼型非定常/动态失速、机动飞行引起的动态尾迹畸变、桨叶弹性变形效应和发动机动态特性。采用基于有限元分析的挥舞-摆振-扭转耦合的弹性桨叶模型,并利用一种新的数值方法将旋翼/机体耦合运动方程表示为显式形式,整个飞行动力学模型表示为状态空间格式。以UH-60A直升机在高速飞行条件下的急拉杆机动飞行为例进行仿真计算,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明,仿真结果与试验结果吻合,高速飞行条件下机体抬头过程中前行桨叶非定常气动载荷的计算误差是引起旋翼和机体运动仿真误差的主要原因。