用隐式WENO格式计算悬停旋翼跨声速流场
悬停涵道共轴双旋翼干扰流动数值模拟
图 ５ 通道双旋 翼总 拉力随浆 涵间隙变化 曲线
【 考文献 】 参
［ ］ ｏｅｔ ．Ｔ ｙ ｒ ｘｅ ｍ ｎａ ｖｓｇ ｔ ｎｏ ｅ ｆ ｃ ｍ ｈｏｄＤ ｓ ｎＶ ｒ ｂ ｓ ｎｔｅ ｔｔ ｈｕｔ ｈｒｃ ｒｔｓ １ Ｒ ｂｒＴ ａｌ ．Ｅｐｒ ｅｔ Ｉ ｅｔ ａｉ ｔ ｅｔｏ Ｓｅ Ｓ ｒ ｅｇ ａｉ ｌ ａ ｃＴｒｓ Ｃ ａａｔ ｉｉ ａ ｏ ｉ ｌｎ ｉ ｏ ｆｈ Ｅ ｓ ｏ ｆ ｕ ｉ ａ ｅｏ ｈ Ｓ ｉ ｅ ｓｃ ｏ ｆ Ｓ ａｌｓａ ｈｏｄｄＰｏｅｅ ｕｍｅ ｅ ｎ ［ ］ ａｉ ａ Ａ ｖ ｏ ｏ ｍｔ ｅｆｒ ｅ ｎｕｉ ，１５ （ １６ ：３ ｍ ｌ ｃｌ Ｓ ｒｕｅ ｒ ｌ ｒ ｂ ｒ ｄｉ ａＷｉ Ｊ ．Ｎ ｔ ｎｌ ｄｉ ｒ Ｃ ｍ ｉｅ ｒ ａ ｔｓ ９ ８ ４ ２ ） ２ ． — ｅ ｐｌ Ｓ ｇ ｎ ｇ ｏ ｓｙ ｔ ｏＡ ｏ ｃ ［］ ２ 郑志成 ， 周洲． 垂直起降飞机设计 中升力风扇估算模 型分析 ［ ］ 飞行力学 ，０ ０ ２ （ ）２ — ３ Ｊ． ２ １ ，８ ３ ：１ ２ ． ［］ ３ 李建波 ， 高正 ， 唐正飞 ， 涵 道风 扇升 力 系统 的升阻 特性试 验研 究 ［ ］ 南 京航 空航 天 大学学 报 ： 等． Ｊ． 自然科 学 版 ，０ ４ ３ ２ ０ ，６
数 、 旋翼拉 力 系数均 增大 ， 下 总拉 力系数 增 大 ， 、 上 下
８ ５
８ ０
旋翼 间 的干扰 减弱 ； ④ 随着总距 角 的增加 ， 涵道 双 旋 翼 和 涵 道单 旋
翼 的涵道 产生 的 附加 拉 力 均 增加 ， 道 附加 拉力 在 涵
悬停和前飞状态倾转旋翼机的旋翼自由尾迹计算方法
寿命角变化 ,变化规律如下 :
rc = 2. 242
δν
ζ
- ζ0 Ω
(9)
上式中 ,δ是湍流粘性系数 ,ν是运动粘性系数 ,可参
考文献[ 3 ]取值 。
1. 5 双旋翼干扰
在定常悬停和前飞状态 ,倾转旋翼机的双旋翼存 在对称关系 。因此 ,对于倾转旋翼机双旋翼的尾迹计 算 ,只需在计算尾迹节点诱导速度以及求解桨叶附着 涡环量时计入另一副旋翼的诱导影响 、进行迭代计算 即可 。
一般沿桨叶后缘脱出的尾迹在转过大约 30°～ 60°方位角后聚合并卷起为单根的桨尖涡线 ,将整个 尾迹分为近尾迹和远尾迹两部分 。近尾迹由桨叶尾 随涡构成 ,下接远尾迹 ,远尾迹在求解中是完全自由 的 ;远尾迹与近尾迹相连 ,向下游延伸 ,由卷起的桨尖 涡构成 ,见图 1 。
vind是旋翼轴向来流速度和尾迹节点的诱导速度 ,Ω 为旋转角速度 。
第 2 期 李春华等 : 悬停和前飞状态倾转旋翼机的旋翼自由尾迹计算方法
155
2. 2 双旋翼
图 7 是针对 0. 658 缩比的 V222 两倾转旋翼计算 的尾迹几何形状 ( CT = 2 ×0. 0176) 。分别对旋翼轴间 距 d = 3 R 和 d = 2. 5 R 两种情况进行了计算 。由图可 见 ,在旋翼间距 d = 3 R 时 ,两旋翼的尾迹相互影响不 大 ,尾迹边界相对稳定 。但随着旋翼间距的减小 ,尾 迹的干扰影响增大 ,导致尾迹畸变 ,边界出现了较大 变化 ,尾迹下游边界出现了相互吸引靠近的趋势 。
1 计算方法
1. 1 桨叶气动模型
倾转旋翼的桨叶气动模型采用 Weissinger2L 升力 面理论 。如图 1 所示 ,桨叶沿展向分成பைடு நூலகம்干小段 ,在 每一小段中附着涡环量为常数 ,位于桨叶 1/ 4 弦线位 置 ,所有的附着涡段组成升力线 。附着涡环量的径向 变化引起尾随涡系从桨叶后缘拖出 ,在升力线与尾随 涡系之间存在一组弦向涡段 ,这组弦向涡段与升力线 一起构成桨叶的附着涡系 ,每片桨叶用整个附着涡系 来代替 。控制点布置在各网格的 3/ 4 弦线中点处 。 考虑到桨叶环量在靠近桨尖部分变化梯度较大 ,这里 桨叶采用了 cos 法分段 。 通过在控制点满足不穿透边界条件 ,可求出附着 涡环量沿径向的分布 。
【国家自然科学基金】_跨声速压气机_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140730
2011年 科研热词 推荐指数 序号 压气机 2 1 内燃机 2 2 高精度weno(weighted essential 1 non-oscillatory)格式 3 面积律 1 4 非定常作用 1 5 非均匀 1 6 间隙泄漏涡 1 7 轴流压气机 1 8 转子 1 9 跨音速压气机 1 跨声速 1 跨声压气机 1 计算效率 1 端壁 1 离心压气机 1 激波 1 涡轮增压器 1 涡轮增压 1 流动稳定性 1 流动控制 1 泄漏 1 气动负荷 1 机匣处理 1 旋涡 1 新型高分辨率格式 1 数值模拟 1 数值仿真 1 掠、非定常 1 弯 1 子午流道 1 奇异分析 1 失速 1 多分辨分析 1 复杂流场计算 1 堵塞 1 周向局部处理机匣 1 叶尖间隙 1 二维小波 1 三维小波 1
推荐指数 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39
2014年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32
2014年 科研热词 离心压气机 数值模拟 压气机 非定常流动 非定常 静叶 进气畸变 轴流压气机 跨声速轴流压气机 跨声速压气机转子 试验设计 角区分离 角区 自循环机匣处理 统计学分析 端壁融合 稳定裕度 激波结构 泄漏涡 模态分析 旋转不稳定 数值计算 抽吸环槽 总压畸变范围 总压畸变 失速机理 叶顶泄漏涡 叶顶喷气 叶身 叶尖泄漏流 前缘 倒圆 推荐指数 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
悬停状态旋翼流场计算方法评述
旋 翼 涡 系理论 应 用 流体 动力 学 的基 本 定 理 （ ｌｔ Ｓ ｖ ｒ 定 理 、 ｅｖｎ定 理 、 ｅｍｈ ｔ Ｂｏ ａ ａｔ Ｋ ｌｉ Ｈ ｌ ｏｚ 定理） 计算旋 翼流 场 中任一点 处 的诱 导速度 ， 涡系理 论来 计算旋 翼 流场 的关键 是旋 翼尾 迹 用
分 析． 般来 说 ， 翼尾 迹可 归纳 为 四种 ： 一 旋 固定尾迹 、 定尾 迹 、 预 自由尾 迹 、 束尾 迹． 约
收稿 日期 ：０ ２０ — ８ ２ ０ —３０
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第 ３期
魏靖 彪 等 悬 停状 态 旋 翼 流 场 计 算 方 法 评 述
９ １
（ ）固 定 尾 迹 １
固 定 尾 迹 分 析 方 法 出 现 最 早 ， 最 成 熟 ． 包 括 经 典 涡 流 理 论 和 有 限 片 桨 叶 的 无 畸 变 涡 也 它
流理 论． 者将 旋翼 假设 为具 有无 限片 数微 桨叶 的无厚 度作 用盘 ， 前 从盘 上拖 出无 限多且 强 度 为无 限小 的 涡线 ， 悬停 情 况 下形 成 无 限 多个 同心 圆柱 涡 面． 后 者是 由 ｋ个螺 旋 涡 面组 在 而
身 相互 干扰等 复杂 特征 ， 故旋 翼流 场是一 种非 常 复杂 的流场， 其研 究方 法经 历 了从 简单 到 复 杂 的过 程． 其研 究方 法有 动量 理 论 、 叶素 理论 、 翼 尾迹 理论 、 Ｆ 计算 流体 动 力学 ） 法 ． 旋 Ｃ Ｄ（ 方
目 前 基 本 上 沿 着 两 个 方 向 发 展 ： 是 旋 翼 涡 系 理 论 方 法 ， 一 个 是 Ｃ Ｄ 方 法 ． 文 的 重 点 放 一 另 Ｆ 本
（ ）预 定 尾 迹 ２
24-悬停状态直升机旋翼桨叶扭转分布优化方法-王博-5
第二十六届（2010）全国直升机年会论文悬停状态直升机旋翼桨叶扭转分布优化方法王博招启军徐广徐国华(南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016)摘要：提出了一套基于高精度CFD模拟技术的旋翼气动外形初步优化设计方法。
旋翼流场及性能采用基于N-S/Euler方程的CFD方法进行计算，并根据精度和效率的要求选用B-L紊流模型，根据流场模拟结果分析选择优化设计变量及范围，有效地控制了优化问题的规模。
优化方法选择基于全析因设计和径向基函数的代理模型优化方法，适合桨叶外形优化和机理分析的要求，并通过测试验证了所选优化方法的可靠性。
最后，采用所建立方法对旋翼负扭转分布进行了优化，优化结果表明：优化后的旋翼悬停气动性能比优化前有了明显提高。
关键词：旋翼；优化设计；气动性能；Navier-Stokes方程；嵌套网格；代理模型1 引言直升机旋翼是直升机飞行时最主要的升力及操纵力等的提供部件，因此其气动性能的优劣直接决定了直升机飞行性能。
由于受到材料、加工工艺等限制，早期的直升机旋翼桨叶主要采用矩形桨叶、小线性负扭转等设计方案。
然而进入上世纪七、八十年代以来，早先的问题获得了不同程度的解决，许多新型外形桨叶得到了广泛应用。
如美国的UH-60、AH-64和欧洲的EC135等先进直升机开始采用了新型桨尖外形设计；在英国，具有BERP桨尖的LYNX直升机于1986年创造了400.87KM/h的世界直升机速度记录，目前以发展到第四代BERP桨尖，据报道其性能得到显著提高[1]。
这些桨叶已经从早期的简单平面外形发展出特殊平面形状、非线性负扭转、后掠、下反等多种桨尖改进方法。
理论分析和实践表明，即使微小的悬停效率（FM）的提升也能够给直升机的有效载荷、航程带来明显的提升。
因此，高性能旋翼的气动外形设计技术已成为开发现代先进直升机的关键技术之一。
旋翼气动外形设计方法主要基于理论及试验研究。
试验方法在传统的旋翼设计中起到了巨大的作用，但是在进行先进气动外形旋翼试验时存在较大的风险且成本较高。
基于悬停四旋翼位置姿态信息的风场估计方法研究
基于悬停四旋翼位置姿态信息的风场估计方法研究屈耀红;邢哲文;袁冬莉;张友民【摘要】A wind field estimation method is proposed based on the position and attitude information of a quadrotor in this paper. First, the flight environment of the quadrotor aircraft is built based on Dryden atmospheric turbulence model, and the function relation between the rotor lift and the wind field information ( wind speed and the winddi⁃rection) is obtained by analyzing the change of rotor lift;then the dynamic equation of quadrotor with wind disturb⁃ance is deduced using the Newton Euler method, and further a PID controller is designed in order to keep the air⁃craft flying in fixed⁃point hover;finally, the wind field information is calculated. The simulation results in Matlab/M⁃file show that the proposed method can effectively extract the main wind information of flight environment.%基于四旋翼飞行器悬停状态下的位置及姿态信息，提出了一种离线的风场估计方法。
悬停旋翼桨尖涡吹气控制的数值模拟
悬停旋翼桨尖涡吹气控制的数值模拟肖中云;江雄;陈作斌【摘要】开槽桨尖是减弱旋翼桨尖涡强度的一种被动流动控制手段.旋翼桨尖涡由于涡量高度集中在一个很小的区域范围内,数值计算容易受到网格分布和数值耗散的影响,导致涡量耗散过快,不利于对旋翼尾迹涡开展研究.针对这一问题,文中采用重叠网格局部加密和湍流模型旋转修正等方法,获得了悬停旋翼的高分辨率桨尖涡流场.采用该方法,对比研究了Caradonna-Tung旋翼基本外形和开槽桨尖外形在悬停状态下的空间旋涡流场,从涡量分布、旋涡特征速度等方面研究了开槽桨尖控制桨尖涡强度的流动机理,比较了4种不同开槽方式对控制效果的影响,以及对旋翼悬停性能的影响.结果表明,开槽桨尖能够有效减弱桨尖涡的强度,但同时会对旋翼拉力和扭矩产生一定的负面影响.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2016(048)002【总页数】8页(P165-172)【关键词】旋翼;桨尖涡;流动控制;数值模拟【作者】肖中云;江雄;陈作斌【作者单位】中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,绵阳,621000【正文语种】中文【中图分类】V211直升机旋翼流场的一个重要特点就是旋翼在旋转过程中产生强烈的桨尖涡和尾迹流动，影响后续桨叶，产生桨涡干扰，桨涡干扰是旋翼流动重要的噪声源，并会导致桨叶出现非定常气动载荷、结构振动等现象，在直升机下降飞行和水平飞行过程中影响尤为明显。
控制桨尖涡的位置和强度能有效抑制桨涡干扰噪声、减小振动，常见的控制方法包括桨尖修形、增加扰流装置(副翼、扰流板)及一些主动流动控制等。
开槽桨尖是一种对桨尖涡进行控制的被动流动控制方法[1-3]，其基本原理是通过开槽将桨叶前缘的高速来流导入，从桨叶侧缘喷出，被导入气体位于桨尖涡形成的核心区域当中，通过增大桨尖涡核心区域的物理耗散，达到减弱桨尖涡强度的目的。
某型单旋翼直升机悬停性能工程计算方法及应用
航空航天科学技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald14某型单旋翼直升机悬停性能工程计算方法及应用①俞东锋 张裕兵 刘展志(昌河飞机工业（集团）有限责任公司 江西景德镇 333002)摘 要：直升机悬停性能决定了直升机的静升限，是直升机性能的关键指标之一，也是开展和评估H-V包线试飞等工作的前提要素。
而在实际进行加改装时，因为直升机的外形改变而引起的性能变化需要进行评估，复杂的计算机算法虽然具有一定的先进性，但在评估和近似计算时，较多采用更为实用的近似工程算法减少变量、推算性能。
本文通过某型单旋翼直升机悬停性能工程计算和拟合，介绍一种简化变量的工程算法。
关键词：直升机 悬停功率 无量纲系数中图分类号：V21 文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2020)06(a)-0014-03Abstract: The hover performance determines the ceiling of helicopter, as a key indicator of helicopter, it is the precondition of the test f light of H-V envelop and so forth. Thus when evaluating the inf luence of modification that changes the outlook of helicopter, though the CFD methods may be advanced, we often use engineering calculation to simplify the procedure and reduce variates. This paper introduces an engineering calculation with less variates to gain the hover performance.Key Words: Helicopter; Hover power; Dimensionless coefficient①作者简介：俞东锋（1990，1—），男，汉族，浙江杭州人，本科，工程师，研究方向：直升机试飞管理、试飞设计与性能分析。
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中 图分 类号 ： ２ １ ３ Ｖ １ ． 文 献 标识 码 ： Ａ
０ 引 言
复 杂涡 系的存 在使 得 准 确 地 计算 旋 翼 绕 流成 为 计算流 体力学 中具 有 挑 战 性 的课 题 之 一 。悬停 旋 翼 的绕流有 如 下特点 ： 桨叶在 每个 展 向位 置处 的来 流速
的耗 散性 。因 此 ， 文将 尝 试 采 用 改 进 的 五 阶 ｗＥ 本 — ＮＯ格式 （ ＮＯ Ｚ 对交 界面 左右 状态 量进 行 重 构 。 ＷＥ － ）
重 要影 响 。因此 ， 为其 寻找 一种 能够 准确地 计算 以涡
为主要特 征 的复 杂 流场 和 克 服 尾 迹耗 散 问题 的数值
方 法 ， 直是旋翼 空气 动力 学研究 的 热点和难 点ｎ ］ 一 。
旋翼 绕流 目前 采用 的数 值方法 ， 由于存在 截断误
对 流通 量采 用具 有高 分辨 率 的 Ｒｏ 通 量 差 分分 裂 格 ｅ 式 ［ 离散 ， ９ 粘性 项采用 中心有 限体积 法进行 离 散 。本 文 的数值 方 法没 有附加 任何尾迹模 型 ， 尾迹作 为解 的
为 提 高 收敛 到定 常解 的效 率 ， 间 推 进 采 用 Ｌ Ｓ Ｓ隐式 方 法 。数 值 模 拟 采 用 了 一 种 能 够 有 效 传 递 网格 间流 场 信 时 Ｕ—Ｇ 息 的 重 叠 网格 ， 中 使 用 了 三 层 内 边界 和 贡献 边 界 的方 法 以便 插值 的直 接进 行 。 用该 方 法 对 ～ 跨 声 速 悬 停 旋 翼 粘 其
跨 声速 流动 ， 靠 近 桨 毂 处 的流 动却 为 不 可 压 缩 流 而
动； 旋翼 产 生 的桨 尖 涡 和尾 涡始 终 盘 旋 在 旋 翼 的 下
方， 主宰 着整个旋 翼 流 场 ， 旋 翼 的气 动 力 特性 产 生 对
加 权 因子做 了改 进 ， 格式具有更 高 的分辨率 和更 低 此
一
１阶。 自从 ＷＥ ＮＯ 格式发 展出就一 直 被学 者 广泛
使 用 和研究 ， 其 是 Ｊａ ｇ和 Ｓ ｕ发展 的 ＷＥ 尤 ｉ ｎ ｈ ＮＯ 格 式 （ ＮＯ Ｊ ）７， 的 加权 因子 是通 过 一 种 新 的测 ＷＥ －Ｓ Ｌ 它 ］ 量模 板 上 数 值 解 的方 法 而 得 出 的 。Ｂ ｒｅ ｏ ｇ ｓ等 人 于 ２０ ０ ８年 ［ 发展 了 ＷＥ ＿Ｓ格式 ， ＷＥ －Ｓ中 的 。 ］ ＮＯ Ｊ 对 ＮＯ Ｊ
一
差 和人工 粘性会 带来 涡量 的耗散 ， 因此 采用 高精度 和
低 耗散 的数值方 法来求 解 Ｎａ ｉｒ ｔｋ ｓ 程 以提高 ｖｅ－ ｏ ｅ 方 Ｓ
捕 捉尾涡 能力是 十分必 要 的 。近 年来 ， 相对 比较成功 的尝试高 精度和 低 耗 散数 值 方 法 的有 Ｎａｈ ｎ Ｈａｉ ｔａ ｒ —
ｈ ｒｎ３ 用 五 阶 和 七 阶 精 度 的 Ｅ ａａ ［ 采 Ｎ０（Ｅ ｓｎｉ ｌ ｓｅ ｔ ｌ ａｙ
部分 而存 在 。
在 固连 于旋 翼 的非 惯性 旋转 坐 标 系 下 观察 流 体
的绝对 运动 ， 悬停 流场 实际上是 具有旋 转对 称性 的定 常 流场 ， 计算 只需对 一 个 桨 叶进 行 ， 它 桨 叶 的影 响 其 通 过对称 性边 界 条件 来 实 现 为 了方 便 实施 对 称 性 边 界条件 和捕 捉尾 涡 ， 计算 在两个 相互 重叠 的 网格 上
徐 ， 丽 。 杨爱明 ， 翁培奋 ， 珏 丁
（． 海 电力 学 院 数 理 系 ， 海 ２０ ９ ； ． 海 大 学 上 海 市应 用数 学 和力 学 研 究 所 ， 海 ２ ０ ７ ； １上 上 ０ ００ ２ 上 上 ０ ０ ２ ３ 复 旦 大 学 力 学 与工 程 科 学 系 ，上海 ２ ０ ３ ） ． ０ ４ ３
度 大小不 同； 在跨 声 速 情况 下 ， 近桨 尖 处 的 流动 为 靠
Ｅ ＮＯ格 式 的基 本无 振 荡 特性 ， 且 还 能保 证 在 极 值 而
点 附近 不 降 阶 ； 相 同 的模 板 条件 下 ， 在 如果 Ｅ ＮＯ 格 式 的精度 为 ｒ阶 ， 么 ＷＥ 那 Ｎ０ 格式 的精 度 则 具有 ２ ｒ
摘
要 ： 展 了一 种 基 于 高 阶 迎 风 格 式 的 计 算悬 停 旋 翼 跨 声 速 流 场 的 隐 式有 限 体 积法 。对 流项 采 用 Ｒ ｅ 量 差 分 发 ｏ通
分 裂 格 式 ， 用 五 阶 ＷＥ 使 ＮＯ 格 式 进 行 左 右 状 态 重 构 ， 与 Ｍ ＵＳ Ｌ插 值 进 行 比 较 ； 性 项采 用 中心 有 限 体 积 法 。 并 Ｃ 粘
第２ ８卷
第 ４期
空
气
动
力
学
学
报
Ｖｏ ． ８。Ｎｏ ４ １２ ． Ａｕ ． ２ １ ｇ ，０ ０
２１ ０ ０年 ８月
ＡＣＴＡ ＥＲｏ ＤＹＮＡ Ｍ Ｉ Ａ ＣＡ Ｉ Ｉ Ｓ Ｎ ＣＡ
文 章 编 号 ： ２ ８１２ （０ ００ —４ ４０ ０ ５—８ ５ ２ １ ）４０ １—７
用 隐式 ＷＥ Ｏ 格 式计 算 悬停 旋 翼跨 声速 流场 Ｎ
进 行 口 ｎ 。相 对 于 Ｅ ｌ “］ ｕｅ ｒ方 程 而 言 ， ａ ｉ － ｔｋ ｓ Ｎ ｖｅ Ｓｏ ｅ ｒ
Ｎｏ －ｓｉａｏｙ 格 式 捕 捉 桨 尖 涡 ， 了 Ｅ ｎｏ ｃ ｌｔｒ） ｌ 除 ＮＯ 格 式 ， 用来 捕捉旋翼 涡 系 比较成 功 的方法 还有 Ｄ Ｐ Ｄｓｅ— Ｒ （ ｉ ｒ ｐ