旋翼非定常流場(chǎng)的黏性渦數(shù)值模擬方法及其混合方法的研究.pdf

1、旋翼尾跡作為直升機(jī)旋翼流場(chǎng)的重要特征，一直是直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的研究重點(diǎn)和難點(diǎn)。本文基于計(jì)入黏性的離散渦方法并引入快速多極子算法開(kāi)展了高分辨率的旋翼尾跡模擬新方法研究。在該方法的基礎(chǔ)上分別結(jié)合Weissinger-L升力面理論建立了高效的旋翼尾跡求解模型，以及耦合CFD方法發(fā)展了適合于旋翼非定常流場(chǎng)的高分辨率混合計(jì)算方法。應(yīng)用所發(fā)展的方法針對(duì)不同飛行狀態(tài)下不同旋翼的流場(chǎng)和氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算與算例驗(yàn)證;特別地，基于所建方法和試驗(yàn)手段

2、針對(duì)尾跡特征更為復(fù)雜的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼流場(chǎng)進(jìn)行了深入研究。主要工作包括如下幾個(gè)方面:
　　作為前提和背景，首先闡述了論文的研究目的，針對(duì)直升機(jī)旋翼尾跡方法、旋翼CFD方法以及適用于旋翼流場(chǎng)分析的混合計(jì)算方法等的國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀進(jìn)行了概述，指出了現(xiàn)有計(jì)算方法/模型所存在的不足及難點(diǎn)，并依此提出了本文擬采用的解決方案和研究?jī)?nèi)容。
　　針對(duì)旋翼流場(chǎng)中尾跡作用的特點(diǎn)，本文基于計(jì)入黏性的離散渦方法建立了高分辨率的旋翼尾跡分析方法。該方法中

3、，為提高數(shù)值穩(wěn)定性以及計(jì)算效率，一方面采用了適用于旋翼尾跡計(jì)算的渦元“疏密失調(diào)”控制方法、自適應(yīng)渦元數(shù)目控制機(jī)制和無(wú)散修正等策略對(duì)離散渦元的渦量及空間分布進(jìn)行修正;另一方面引入了多層自適應(yīng)快速多極子加速算法對(duì)自誘導(dǎo)速度及速度梯度的計(jì)算過(guò)程進(jìn)行加速。
　　基于所建立的黏性渦方法，結(jié)合Weissinger-L升力面理論建立了一套新的旋翼尾跡分析模型;為提高所建模型在旋翼氣動(dòng)特性計(jì)算方面的能力，在載荷計(jì)算過(guò)程中結(jié)合了Beddoes非線性

4、翼型失速模型以及Selig展向流修正模型;同時(shí)針對(duì)計(jì)算過(guò)程中適配旋翼操縱量的需求，發(fā)展了一套高效、通用的“差量法”配平策略。應(yīng)用所建分析模型，分別針對(duì)Boatwright試驗(yàn)旋翼、Caradonna&Tung旋翼、Elliott試驗(yàn)旋翼以及H-34直升機(jī)全尺寸旋翼等展開(kāi)了數(shù)值計(jì)算，不僅驗(yàn)證了方法的有效性，而且分析了黏性渦方法的數(shù)值特點(diǎn)。
　　文中進(jìn)一步針對(duì)槳葉升力面模型無(wú)法捕捉流場(chǎng)細(xì)節(jié)的缺點(diǎn)，又耦合CFD方法發(fā)展了適用于旋翼非定常

5、流場(chǎng)分析的高分辨率混合計(jì)算方法。應(yīng)用這一混合方法，針對(duì)Caradonna&Tung旋翼、Helishpae7A試驗(yàn)旋翼以及UH-60A直升機(jī)旋翼分別進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，著重分析了混合方法所體現(xiàn)的、在計(jì)算精度及計(jì)算效率方面的特點(diǎn)，并驗(yàn)證了方法的有效性。
　　最后，在論文第五和第六章，基于所發(fā)展的計(jì)算方法和模型，并結(jié)合旋翼臺(tái)試驗(yàn)，針對(duì)復(fù)雜的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼流場(chǎng)深入地研究了:(1)槳葉的大負(fù)扭轉(zhuǎn)特征對(duì)旋翼尾跡和氣動(dòng)特性的影響;(2)雙旋翼干擾