直升機(jī)旋翼-機(jī)身-尾面的非定常氣動(dòng)干擾研究.pdf

1、直升機(jī)的旋翼/機(jī)身/尾面的氣動(dòng)干擾，是現(xiàn)代直升機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一，是直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)的重要課題，對(duì)直升機(jī)的性能、振動(dòng)、噪聲等特性都有影響，因此對(duì)直升機(jī)氣動(dòng)干擾的研究具有理論和實(shí)際意義。本文以某型直升機(jī)的總體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方案為模型，以CFD方法為基礎(chǔ)，對(duì)旋翼、機(jī)身、尾面的氣動(dòng)干擾問題進(jìn)行了研究，得出了一些結(jié)果，對(duì)進(jìn)一步改正直升機(jī)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)有一定的參考價(jià)值。
　　 文章首先介紹了國(guó)內(nèi)外直升機(jī)氣動(dòng)干擾的研究概況和研究方法，建立了

2、用CFD方法分析氣動(dòng)干擾問題的理論基礎(chǔ)，包括控制方程的建立、控制方程的離散和線性化，紊流模型的選擇，以及對(duì)旋翼的數(shù)學(xué)處理。然后建立了直升機(jī)總體氣動(dòng)布局方案的簡(jiǎn)化模型和計(jì)算域，采用結(jié)構(gòu)和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格相結(jié)合的方法對(duì)計(jì)算域進(jìn)行了劃分。對(duì)于旋翼部分，用作用盤來模擬，根據(jù)槳葉剖面的幾何參數(shù)和升阻特性編制動(dòng)量源項(xiàng)，并作為邊界導(dǎo)入到計(jì)算模塊中。為驗(yàn)證計(jì)算方法的合理性，以“ROBIN”機(jī)身為算例，分別對(duì)孤立旋翼和旋翼/機(jī)身模型進(jìn)行了模擬，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行