机身干扰数值分析.docx

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1、机身干扰数值分析（空气动力学学报）2014年第三期计算方法桨叶机身非定常面元面元基本原理除物面附近及尾流区外，旋翼流场可假设为无粘、无旋、不可压。在惯性坐标系下，连续方程可表示成速度势的函数，即式中与分别为物面桨叶或机身和尾迹涡面，为物面外法线单位矢量，为空间点位置。边界条件物面边界条件要求相对于物面的法向速度为，远场边界条件要求物体对流体的扰动在无限远处为，即假设物体外表由个面元组成，尾迹涡面由个面元组成，采用等强度四边形偶极子面元，则式可表示成如下：面元压力旋翼流场确定之后，可根据非定常方程，通过速度势和物面速度计算压力分布。非定常项可通过求解物体外表速度势得到。对于机身，非定项主要来源于

2、桨叶和旋翼尾迹的影响。桨叶影响可通过速度势直接求解，而尾迹影响为尾迹对面元的诱导速度与尾迹本身速度之积。时间步进自由尾迹为求解桨叶和机身面元强度分布，在解式或式之前需计算旋翼尾迹。本文采用时间步进自由尾迹。时间步进自由尾迹基于不可压假设，并把旋翼尾迹漩涡简化为直线涡线。旋翼涡量场可由三维不可压粘性方程描绘，表示成速度涡量采用有限差分近似时间和空间导数求解式。涡线位置由时间步进格式求解得到。文中采用二阶精度的预估修正格式。旋翼桨叶运动方程旋翼尾迹和桨叶面元汇偶极子分布与桨叶的挥舞运动方程严密相连，因而在描绘旋翼尾迹时需求解桨叶的挥舞运动。根据桨叶挥舞铰力矩为零建立刚性桨叶挥舞运动方程。桨叶挥舞运

3、动可表示成一组常微分方程，并采用四阶求解。桨叶面元尾迹耦合为计算旋翼尾迹的畸变效应，采用全展涡线代替偶极子面元尾迹。旋翼桨叶由非定常面元构成，桨叶脱出的尾随涡由尾随偶极子面元构成，旋翼尾迹则由连接于尾随涡的全展涡线构成，并从桨叶尾随偶极子面元中脱出如图。基于桨叶后缘条件及尾迹偶极子面元强度与涡线涡量强度等价原则，建立桨叶面元与尾迹之间的联络。偶极子面元与涡线等价原则可表示成如下。在各时间步，旋翼尾迹涡线强度由桨叶面元强度决定，同时桨叶面元的汇偶极子强度又与旋翼尾迹涡线有关，由此确保桨叶非定常面元与旋翼尾迹的严密耦合。旋翼尾迹机身干扰低速前飞状态下，机身浸润在旋翼尾迹中，因而旋翼尾迹涡线将靠近机

4、身外表。由于机身的阻塞效应，旋翼尾迹涡线靠近机身外表的速度减小，而切线速度增加，此机会身非定常压力主要来源于旋翼尾迹。由式可知，非定常项由尾迹涡线移动速度和尾迹诱导速度构成，因而旋翼尾迹几何特性对旋翼尾迹机身干扰影响显著。由于机身外表载荷与旋翼尾迹几何密切相关，因而旋翼尾迹涡线靠近机身外表的运动特性就显得非常重要。为知足机身外表无穿透条件，并模拟涡线靠近机身外表的加速现象，文中采用涡线镜面法。与二维点涡镜面类似，尾迹涡线由两点直线构成，因而可通过涡线中点的矢量镜面得到镜像涡线，镜像涡线涡量为如图。在各时间步，通过桨叶和机身非定常面元同步求解，得到桨叶和机身的非定常气动力，而后推进旋翼尾迹，由此

5、计算旋翼机身非定常气动干扰。计算结果与分析为验证本文旋翼机身非定常气动干扰分析方法的准确性，文中将计算前飞状态的、旋翼机身干扰下的机身非定常压力分布，并与可得到的实验值、计算结果比照验证。随后分析前飞速度、旋翼与机身高度对非定常气动干扰的影响。旋翼机身干扰本算例为前飞状态下的旋翼机身干扰试验，旋翼系统由片直径为的矩形桨叶铰接构成，桨叶线性负扭为，翼型为和，弦长为，旋翼转速为，机身长度为，机身最大截面直径为，机身尾梁与机身截面直径之比为。桨毂中心与机身重心高度为。机身压力传感器分布如图。旋翼机身干扰下的各传感器非定压力随桨叶方位角变化历程如图。从图中能够看出，本文计算方法计算得到旋翼机身干扰下的

6、非定常压力时间变化历程与实验测量值吻合较好。图中各传感器非定常压力随方位角的变化均表现为周期波动，此倍频与旋翼桨叶片数一样，由此讲明桨叶通过机身上方所产生的显著非定常干扰效应。机身头部传感器非定常压力呈现出类正弦波动，主要原由于传感器在旋翼下方，受桨叶通过性影响显著。传感器、在旋翼下方之外的尾梁，遭到桨叶通过性影响减小，而主要遭到旋翼尾迹与尾梁干扰影响，因而非定常压力呈现锯齿形状。传感器比传感器更靠近旋翼，因而传感器的非定常压力遭到桨叶通过性影响更显著，表现的类正弦特性更显著。传感器、在尾梁左右两侧，主要遭到旋翼尾迹机身干扰影响，表现出锯齿形状。从图、中能够看出，传感器的压力峰值相位超前于传感

7、器，主要原由于尾梁传感器比传感器更靠前，旋翼尾迹将先靠近传感器。但随着诱导速度的向下作用，尾迹距传感器的距离更小，因而负压峰值更大，旋翼尾迹尾梁干扰更显著。从图、中能够看出，尾梁左侧传感的非定常负压峰值大于尾梁右侧传感器，主要原由于旋翼右旋，旋翼尾迹贴近尾梁的左侧，因而对传感器的干扰作用大于右侧的传感器。旋翼机身干扰本算例为前飞状态下的旋翼机身干扰试验。旋翼系统为缩比旋翼，机身为流线型机身。旋翼由片矩形桨叶铰接构成，桨叶半径为，弦长为，线性负扭为，翼型为翼型，旋翼转速为，前进比为。机身长度为，桨毂与机身重心垂直距离为，旋翼周期变距由风洞试验据得到。各片桨叶由弦向段和展向段面元组成，旋翼系统共由

8、个面元构成，机身由个面元组成。机身头部、发动机舱、尾梁、机身左右两侧压力传感器分布如图所示。旋翼机身干扰下的旋翼尾迹如图所示，从图中能够看出，旋翼左右两边构成比拟明显的桨尖涡。由于机身的排挤作用，旋翼中间尾迹向上、左右两侧移动，但尾梁后段仍然浸入在旋翼尾迹中，因而将产生显著的旋翼机身干扰。桨叶机身压力分布如图所示，机身头部和发动机舱前、后缘部分产生较大压力。前飞状态下，由于旋翼前行边和后行边桨叶相对来流的非对称，因而需通过周期变距改变桨叶的桨距以保证整机左右平衡，并由此导致前行边和后行边桨叶气动环境、桨叶脱出涡量不一致，进而引起旋翼尾迹的非对称。由于旋翼尾迹非对称和桨叶位置的变化，导致机身前后

9、、左右两侧压强非对称，由此产生时变载荷。机头顶部、发动机顶部、尾梁顶部、机身两侧非定常压力随桨叶方位角变化如图。从图中能够看出，本文计算方法计算得到旋翼机身干扰下的各传感器非定常压力间变化历程与实验值和计算结果，比拟吻合，由此验证本文计算方法的可靠性。由于旋翼系统采用片桨叶，因而图中各传感器非定常压力随方位角变化历程均呈现的周期特性。从图能够看出，各传感器均位于旋翼下方，因而各传感器非定常压力主要表现为桨叶通过性影响。为反映机身各处压力的变化特性，机身各传感器非定常压力峰值相位和幅值如表从表能够看出，机身头部传感器非定常压力峰值出如今桨叶通过机身后，而发动机舱传感器和尾梁顶部传感器非定常压力峰

10、值出如今桨叶未通过机身前，主要原由于机身头部距离桨尖平面距离更大，阻塞效应较小，且存在阻塞滞后，并由此导致机身头部非定压力幅值小于尾梁顶部。由于传感器处于桨根下方图，因而受桨叶通过性的影响小于传感器。由于桨叶右旋转，导致机身左侧流场阻塞，机身右侧流场扩展，由此导致左侧传感器的压力幅值大于右侧传感器，且右侧峰值相位滞后与左侧。由于机身头部、尾梁、机身左、右侧非定常压力幅值与相位的差异导致机身力与力矩的非对称，由此产生周期鼓励载荷。前飞速度对旋翼机身干扰影响以旋翼机身干扰为基本算例，分析前飞速度对机身非定常压力的影响。从图中能够看出，随着前飞速度的增加，旋翼载荷增加，桨叶通过性对机身非定常压力影响

11、增加，由此导致机身头部、发动机舱、机身右侧压力幅值均增加，且随着前飞速度增加，压力幅值增加速率增加。但尾梁传感器压力幅值随前飞速度的增加而先加后减小，原由于前飞速度较小时，尾迹尾梁干扰显著，速度增加导致尾迹对尾梁的诱导非定常项影响增加，因而压力幅值增加，但随前飞速度的继续增加，尾迹距尾梁的距离增加，因而对尾梁的影响减小。机身与发动舱连接处传感器的压力幅值随前飞速度增加而减小，原由于传感器在前行桨叶下方，前飞速度增加，为知足配平条件，需减小前行桨叶桨距，前行桨叶桨根载荷减小，因而旋翼桨叶通过性影响减小。旋翼与机身距离对旋翼机身干扰影响以旋翼在前进比为状态下为基本算例，旋翼与机身高度分别增加、后机

12、身各部分压力幅值的变化如下。从图中能够看出，随着旋翼与机身距离的增加，桨叶通过性对机身非定常压力影响减弱，由此导致机身头部、尾梁顶部、机身左右侧各处压力幅值均减小。随着旋翼与机身距离的增加，压力幅值减小速率逐步减小，距离增加，传感器幅值减小为参考值的下面。但发动机舱顶部传感器幅值随旋翼与机身距离的增加而先减小后增加，主要原由于旋翼与机身距离的增加，桨叶通过性影响减小，因而压力幅值先减小；旋翼与机身距离的继续增加，方位角为处桨叶的桨尖涡将贴近发动机舱顶部，由此导致压力幅值增加。结论本文基于非定常面元全展自由尾迹建立了旋翼机身非定常气动干扰分析方法，计算得到、旋翼机身干扰下的非定常压力时间历程与实

13、验测量值和计算结果均吻合较好，验证了本文方法的准确性。在旋翼机身干扰下，机身各处非定常压力呈现出桨叶片数倍频的周期波动。由于旋翼旋转方向、机身阻塞效应及尾迹干扰等影响，机身前后、左右压力幅值和相位存在差异，由此产生周期的气动载荷。在旋翼机身干扰下，旋翼下方的机身头部、中部及尾梁前部的非定常压力主要受桨叶通过性影响，而尾梁后部非定常压力主要遭到旋翼尾迹机身干扰影响。随前飞速度的增加，旋翼载荷和尾迹强度的增加，桨叶通过性影响加强，导致机身大部分非定常压力幅值增加；由旋翼尾迹移动速度增加，导致尾梁非定常压力幅值随前飞速度先增加后减小。旋翼与机身距离增加，机身受桨叶通过性影响减弱，机身和尾梁非定常压力幅值减小。