悬停状态倾转翼机翼干扰流场及气动力CFD计算

1、悬停状态倾转翼机翼干扰流场及气动力 CFD计算在实际运用的数值模拟方法中，国内外均开展了一些卓有成效的工作 5-10 。Wagner采用涡流方法模拟了旋翼/机翼气动特性,着重分析了旋翼对机 翼的影响,但未能充分考虑旋翼/机翼之间整体的耦合作用。Tadghighi等使用动 量源方法来代表旋翼对流场的影响，初步研究了因倾转旋翼和机翼气动干扰而产 生的“喷泉效应”现象，满足了一定的工程应用，但未能定量给出气动干扰的程 度；国内方面，也已取得了一定的进展：李春华、徐恺8-10等分别使用涡方法和 动量源方法较早开展了研究，得出了一些有意义的结论。尽管涡方法和动量源方 法有着计算效率高且具有一定分析精度的

2、特点，但倾转旋翼有着的小展弦比(三 维绕流特性强)和较大扭转角(气流分离明显)等特征，此时粘性有着显着的影响， 基于势流假设的涡流方法和经过简化的动量源方法无法捕捉倾转旋翼/机翼附近的流动细节。相比之下,贴体格上采用N-S方程作为主控方程，可较充分考虑气流 粘性影响，并能精确地捕捉到旋翼桨叶之间及旋翼/机翼之间的非定常干扰流场特性,这对进一步开展该型飞行器的气动干扰流动特性的分析具有重要作用。对于完全CFD方法用于倾转旋翼/机翼流场的研究，国外公开发表的文献 较少，主要有Meakin11、Potsdam12和Upender13等使用基于结构运动嵌套 格的CFD方法较好分析了悬停状态下的机翼气动

3、力和倾转旋翼与机翼的干扰流 场特性。但研究多集中在倾转旋翼流场特性的分析上面，关于旋翼/机翼干扰气动 力及整体气动性能方面的研究开展较少。国内截至目前为止，公开发表的文献还没有针对倾转旋翼/机翼干扰流场及气动力采用完全 CFD方法进行分析研究。由 于倾转旋翼/机翼干扰流场的特殊性，使得完全CFD方法的运用遇到如下几个挑 战性的难题:(1)大负扭转倾转旋翼与机翼之间的干扰流场三维格生成难度大；(2)倾转旋翼大负扭转引起的气流分离及倾转旋翼/机翼间的非定常气动特性模拟精度问题;(3)准确捕捉倾转旋翼/机翼间干扰的非定常气动特性计算效率问题等。针对上述这些问题，在课题组先前积累的旋翼非定常流场研究基

4、础上 14-16,首先采用了一种结合并行技术的多层嵌套格方法，以雷诺平均N-S方程 为控制方程并采用了能很好模拟气流分离的S-A湍流模型；过渡/背景格使用Euler方程作为控制方程来减少尾涡的耗散和提高计算效率。针对干扰流场的非定常特性模拟的问题，选用了双时间方法来进行时间推进。在方法研究基础上，开展了悬停状态下孤立旋翼和倾转旋翼/机翼气动特性的对比分析研究，获得了 一些对高性能倾转旋翼机气动设计有指导价值的结论。多层运动嵌套格生成方法1. 格系统构成在格系统的建立方面，针对单块格很难同时满足运动旋翼和静止机翼两 种状态,本文采用了运动嵌套格方法。此外，为了能更加准确的模拟出旋翼/机翼 流场干

5、扰细节并提高格间的插值精度，本文在机翼上方的旋翼周围引入了过渡格 从而建立一套多层嵌套的格系统。在一定程度上减少了直接加密背景格可能带来 的计算量问题。整套格由四部分组成：一是围绕旋翼的C-O型格，倾转旋翼根部扭 转较大且采用的为厚翼型，为了保证格的正交性，本文在桨叶展向格分布时充分 虑了桨叶厚度和扭转角的变化，对剖面格进行了合理的光顺作用。为了更好地模 拟粘性效应，格点在桨叶前缘、后缘以及桨尖处进行了加密，其中桨叶法向第一层 格距桨叶表面的距离为x 10-5c(桨叶弦长)，该格随旋翼一起运动。二是绕机翼的 C-O型格,格尺寸类似桨叶设置，但在靠近对称面的地方进行了闭合处理，以方便 于对称边界

6、条件的实施；三是旋翼格嵌套所处的静止过渡格，为了能准确模拟出 干扰流场的特性和桨尖涡的空间运动，该处的格间距采用均匀尺寸为();四为背 景格，此处采用均匀尺寸的间距，兼顾了计算效率和插值精度。整套格系统如图1 所示。2. 多层运动嵌套方法由于本文采用了新型的多层嵌套格系统，传统的嵌套方法已经很难满足 故在结合并行技术的基础上，采用改进的“透视图”法16来确定洞点和洞边界 并使用伴随桨叶的InverseMap方法进行洞边界单元的搜寻,发展了一套多层运 动嵌套格方法。“透视图法”的基本原理是遍历部件的表面格点，并计算其在所处嵌套格中对应的单元序号，然后通过该单元序号在背景格上重现其对应的桨叶 形状

7、。针对本文中所用的过渡/背景嵌套格为规则的笛卡尔格的特点，对桨叶/机 翼/过渡格表面格点在嵌套格中查找方法进行了改进：对洞点的搜寻可以简化成 三个方向上的一维搜索，并在可能出现不封闭洞点的位置处对挖洞单元表面进行 了自适应加密，进而减少了内存的使用和消除了不连续洞点的产生。在进行倾转 旋翼的洞边界单元所对应的贡献单元的搜索时，根据部件表面格分布特性对InverseMap分辨率进行优化,提高了效率。运用上述方法将倾转旋翼嵌套在过渡 格中作为第一层嵌套，过渡格嵌套在背景格中作为第二层嵌套，机翼与过渡/背景 格作为第三层嵌套。结合并行技术，将计算格分配到不同计算节点，各计算节点根 据格类型独立同时进

8、行嵌套，成功实现了嵌套方法的并行执行。运动嵌套中的洞 边界单元对应的贡献单元如图2所示。数值模拟方法1. 控制方程本文将坐标建立在固定坐标系下，采用以绝对物理量为参数的守恒的积 分形式的可压N-S方程作为主控方程（略）:式中,为控制体单元体积，Q为单元面 积,n表示单元表面法矢量,t为时间,k、T分别为热传导系数和绝对温度。rV表 示相对速度,tV表示控制体边界的运动速度,E和H分别为总能和总焓。为粘性系 数,表示为It。2. 湍流模型由于倾转旋翼桨叶扭转较大，在运动中有着明显的分离及再附着等复杂 流动现象，常用的B-L代数模型很难胜任，这里采用了能较好捕捉气流分离的一 方程Spalart-A

9、llmaras17湍流模型。与代数湍流模型相比,S-A模型是依据经验、量纲分析、对分子粘性的选择性依赖得到涡粘性系数的输运方程。该模型既不需要分成内外层模式、壁面模式和尾流模式，又不需要推导涡粘性系数的精确 的输运方程，而是采用近似的输运方程，下面给出了忽略转捩相关项的无量纲形 式后的S-A湍流模型输运方程（略）3. 方程离散文中采用格心形式的Jameson二阶中心差分有限体积法进行空间离散。 针对中心差分具有奇偶失关联及高频误差难消除的等缺点，另加入了由二、四阶混合导数组成的人工粘性项，同时也避免了非线性（如激波）数值振荡。4. 时间推进在时间推进上采用双时间方法，在伪时间步上采用显式多步迭

10、代格式，为减少计算量,在五步Runge-Kutta迭代过程中,人工耗散项只在第一步进行计 算,其它步均取为相同值。为加快收敛速度和提高迭代过程的稳定性，采取引入当 地时间步长方法,并在五步Runge-Kutta方法的第一、三、五步进行隐式残值光 顺以加速收敛。5. 边界条件倾转旋翼/机翼部分使用的N-S方程,表面需满足无滑移条件，相应的热 力学和动力学边界条件分别取作法向导数为零，由于全展模型涉及的计算量较大 故在机翼、过渡和背景格中，对计算模型进行了适当简化：通过在过渡、机翼和背 景格对称面中引入对称性边界条件，只对倾转旋翼机一半的构型进行了数值研 究。远离机翼和旋翼的远场背景格取基于 Ri

11、emann不变量的远场边界条件。对于 嵌套格中的旋翼格与过渡格、过渡格与背景格、机翼与背景格之间的流场信息交 换由三线性插值来完成。6. 并行方法本文采用的桨叶格尺寸为1934997、机翼为19341113、过渡格为12461126、背景格为12617796,总的格量超过670万。单一的计算节点已经很难 满足上述的计算量，为了提高流场的求解效率，本文在课题组组建的28核（单核 主频）的计算平台上，采用了基于MPI18的所有节点计算属性近似一致的SPMD对等模式,在这种编程模式中，每个计算节点的地位是相同的，只在输入输出时临 时选择一个节点进行，避免了节点计算能力的浪费，并提高了求解效率。图3给

12、出 了本次模拟的计算流程图：整个过程分为预处理初始化和非定常计算两大部分，其中在非定常计算部分中又进一步分解为通信模块和流场求解模块。本文采用的是结构化格，其单元有着特定的规律和方向性可循，所以对桨叶格、过渡格、机翼 格和背景格区域按拓扑结构进行了划分。在格划分时结合了面向对象化的技术和FORTRAN©言中的动态分配数组的功能，从而可以根据计算节点的数目自动划分 格,大大减少了在单一节点上的内存使用。 此外,桨叶格、过渡格、机翼格和背景 格之间由嵌套方法起来，并通过点对点通信进行数据交换，在旋翼、过渡、机翼、 背景格区域内部信息传递使用了状通信。经过对比发现 ，以一圈10800次迭代

13、为 例,串行需要小时，而采用14个计算节点只需要小时，加速比达到了，加速效率达 到了 80%,可以看出有明显的加速效果。孤立旋翼算例及结果分析旋翼悬停算例由于倾转旋翼相关模型资料较少，为验证本文方法在倾转旋翼上使用的 可行性，首先选取有实验结果可供对比的UH-60A19旋翼悬停状态算例进行验证。该旋翼由4片展弦比为的桨叶组成，桨叶沿展向分为三段，由两种不同的翼型 组成;负扭转分布为非线性负扭转，最大扭转角为13,且桨叶尖部具有20常后掠。 计算状态为：,9tipM。图4和图5分别给出了沿桨叶展向拉力系数和在不同桨叶 剖面的表面压强的计算值与实验值及文献20的对比,表1进一步给出了该旋翼 的悬停

14、效率与实验值及参考计算值的比较 ，从对比中可以看出，本文的计算值比 参考计算值更接近于实验值。从上述计算结果中可以看出本文计算误差较小，表明本文建立的方法能有效地用于旋翼气动特性的分析和气动设计。旋翼悬停算例计算模型选取XV-15旋翼，该旋翼由3片展弦比约为的桨叶组成，桨叶沿 展向分为五段，由五种不同的翼型组成；负扭转分布为非线性负扭转，桨根处安装 角较大为,桨尖处负安装角为，预锥角为,进行了两种状态计算。状态一 :,10tipM; 图6给出了不同剖面处的压力系数与文献13使用OVERFLOW着名旋翼流场求 解软件）计算值的对比。从图中可以看出上下表面的压力系数吻合良好，只在翼型前端和下表面前

15、半部分有些许差别 ，这可能是由计算采用 的格粗细不同引起的桨-涡干扰的强度不同引起的（OVERFLOW软件计算中桨叶 格尺寸为321277，整套格系统格数量接近4400万）。图7给出了旋翼下方处的下 洗流速度分布，从图中可以看出计算值与实验值只在桨尖局部位置有一定差异，这可能由于计算所得的拉力系数大于实验测量时的拉力系数（如图7所示）,而这个差异导致了桨叶尖部脱落的涡量强度不同，最终形成了图中的差异，但总的来说计算值与实验值均吻合的较好。综合上述结果，本文建立的方法计算得出的结果与实验值吻合的较好，且与国外成熟的软件相比精度相当，表明该方法适合倾 转旋翼气动特性的模拟，为旋翼/机翼气动干扰研究

16、提供了较为准确的分析依据。倾转旋翼/机翼干扰流场及气动力分析选用实际的XV-15倾转旋翼/机翼作为研究对象，物理参数完全按照实际 倾转旋翼机设定。计算状态选取（略）1倾转旋翼/机翼干扰流场分析图8（a）中是得到的倾转旋翼/机翼干扰流场速度云图，从中可以明显看 出机翼对旋翼流场的影响，桨盘右侧产生了明显的喷泉效应。向上卷起的气流在 超过桨盘高度以后，由于桨盘的吸附作用，又向下流过桨盘平面，从而形成一个循 环气流即“喷泉”效应，与图8（b）中的文献计算结果较为一致。可见本文建立的 流场数值模拟方法成功地捕捉了这一复杂的气动干扰现象。图9给出了旋转中心向后处的垂直平面内的丫向速度云图。从图中可以看出

17、，桨盘的下洗流位于机翼 上方中间位置速度梯度较大，是机翼的地面效应与上述的喷泉效应对旋翼下洗流 动综合影响的结果，且速度较大值已偏离桨尖（在附近），这点与传统的直升机旋 翼的下洗流分布是不同的。从图中的速度矢量图还可以看出由于机翼的阻挡作用 在机翼的下方形成了明显的漩涡，这在一定程度上解释了机翼在根部产生了极小 向上升力的原因。图10为X/R=ft的X方向的速度云图,从中可以看出在机翼的 前方有明显的速度分量，这点体现在机翼剖面的压强分布上为机翼前缘有明显的 压强变化。形成这点的原因是因为本次计算所研究的旋翼为右旋旋翼，故旋翼产生的脱体涡会从前方撞击机翼，这点也可从下图11中可以直观看出。图1

18、1计算 给出了旋翼/机翼间的等涡量线分布情况，从图中可以看出桨尖涡的空间位置和 运动,同时在对称面上有明显的由喷泉效应产生的卷起涡和脱体涡撞击到机翼的 前缘。2.倾转旋翼/机翼气动力分析图12计算给出了悬停状态下孤立桨叶和带机翼的桨叶表面法向力分布 对比图。当旋翼转到机翼上方（方位角270）时，由于地面效应的作用，在旋翼的内侧载荷有所增加，并在左右，孤立桨叶与带机翼的桨叶的法向力相同。接着在旋翼 外端出现了明显的负载下降，表明了回流区存在明显的下洗流，这些导致了整个 旋翼拉力的减少。这种残余的内侧载荷增加的现象在30方位角时仍然有一些影响。此外，当旋翼运动到不在机翼上方的方位角时，如图12中所示的30和150 方位角处可以看出此时桨叶法向力与孤立桨叶法向力近似一致。图13给出了桨叶不同剖面的压强系数的分布情况。从剖面可以看出，由于机翼的存在使桨叶压强系数有较大的变化，并且总体上造成了升力的增加，与图12相对应;方位角270 和150时的桨叶表面压强系数分布几乎完全重合，与图13中的法向力系数在此处 相等相符合；图中给出了靠近对称面的和压强系数分布，由于喷泉效应的影响270方位角比150方位角压强系数偏小，最终导致了如图13所示的法向力降低。 图14是桨叶位于机翼上方时，机翼表面拉力系数分布。从图中可以看出机翼受到 的最大负载位于桨叶内侧，这与桨叶下洗相作用相对应。在机翼与机身