1、懸停狀態(tài)傾轉(zhuǎn)翼機翼干擾流場及氣動力 CFD計算在實際運用的數(shù)值模擬方法中，國內(nèi)外均開展了一些卓有成效的工作 5-10 。Wagner采用渦流方法模擬了旋翼/機翼氣動特性,著重分析了旋翼對機 翼的影響,但未能充分考慮旋翼/機翼之間整體的耦合作用。Tadghighi等使用動 量源方法來代表旋翼對流場的影響，初步研究了因傾轉(zhuǎn)旋翼和機翼氣動干擾而產(chǎn) 生的“噴泉效應(yīng)”現(xiàn)象，滿足了一定的工程應(yīng)用，但未能定量給出氣動干擾的程 度；國內(nèi)方面，也已取得了一定的進展：李春華、徐愷8-10等分別使用渦方法和 動量源方法較早開展了研究，得出了一些有意義的結(jié)論。盡管渦方法和動量源方 法有著計算效率高且具有一定分析精度的

2、特點，但傾轉(zhuǎn)旋翼有著的小展弦比(三 維繞流特性強)和較大扭轉(zhuǎn)角(氣流分離明顯)等特征，此時粘性有著顯著的影響， 基于勢流假設(shè)的渦流方法和經(jīng)過簡化的動量源方法無法捕捉傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼附近的流動細節(jié)。相比之下,貼體格上采用N-S方程作為主控方程，可較充分考慮氣流 粘性影響，并能精確地捕捉到旋翼槳葉之間及旋翼/機翼之間的非定常干擾流場特性,這對進一步開展該型飛行器的氣動干擾流動特性的分析具有重要作用。對于完全CFD方法用于傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼流場的研究，國外公開發(fā)表的文獻 較少，主要有Meakin11、Potsdam12和Upender13等使用基于結(jié)構(gòu)運動嵌套 格的CFD方法較好分析了懸停狀態(tài)下的機翼氣動

3、力和傾轉(zhuǎn)旋翼與機翼的干擾流 場特性。但研究多集中在傾轉(zhuǎn)旋翼流場特性的分析上面，關(guān)于旋翼/機翼干擾氣動 力及整體氣動性能方面的研究開展較少。國內(nèi)截至目前為止，公開發(fā)表的文獻還沒有針對傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼干擾流場及氣動力采用完全 CFD方法進行分析研究。由 于傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼干擾流場的特殊性，使得完全CFD方法的運用遇到如下幾個挑 戰(zhàn)性的難題:(1)大負扭轉(zhuǎn)傾轉(zhuǎn)旋翼與機翼之間的干擾流場三維格生成難度大；(2)傾轉(zhuǎn)旋翼大負扭轉(zhuǎn)引起的氣流分離及傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼間的非定常氣動特性模擬精度問題;(3)準確捕捉傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼間干擾的非定常氣動特性計算效率問題等。針對上述這些問題，在課題組先前積累的旋翼非定常流場研究基

4、礎(chǔ)上 14-16,首先采用了一種結(jié)合并行技術(shù)的多層嵌套格方法，以雷諾平均N-S方程 為控制方程并采用了能很好模擬氣流分離的S-A湍流模型；過渡/背景格使用Euler方程作為控制方程來減少尾渦的耗散和提高計算效率。針對干擾流場的非定常特性模擬的問題，選用了雙時間方法來進行時間推進。在方法研究基礎(chǔ)上，開展了懸停狀態(tài)下孤立旋翼和傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼氣動特性的對比分析研究，獲得了 一些對高性能傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動設(shè)計有指導(dǎo)價值的結(jié)論。多層運動嵌套格生成方法1. 格系統(tǒng)構(gòu)成在格系統(tǒng)的建立方面，針對單塊格很難同時滿足運動旋翼和靜止機翼兩 種狀態(tài),本文采用了運動嵌套格方法。此外，為了能更加準確的模擬出旋翼/機翼 流場干

5、擾細節(jié)并提高格間的插值精度，本文在機翼上方的旋翼周圍引入了過渡格 從而建立一套多層嵌套的格系統(tǒng)。在一定程度上減少了直接加密背景格可能帶來 的計算量問題。整套格由四部分組成：一是圍繞旋翼的C-O型格，傾轉(zhuǎn)旋翼根部扭 轉(zhuǎn)較大且采用的為厚翼型，為了保證格的正交性，本文在槳葉展向格分布時充分 慮了槳葉厚度和扭轉(zhuǎn)角的變化，對剖面格進行了合理的光順作用。為了更好地模 擬粘性效應(yīng)，格點在槳葉前緣、后緣以及槳尖處進行了加密，其中槳葉法向第一層 格距槳葉表面的距離為x 10-5c(槳葉弦長)，該格隨旋翼一起運動。二是繞機翼的 C-O型格,格尺寸類似槳葉設(shè)置，但在靠近對稱面的地方進行了閉合處理，以方便 于對稱邊界

6、條件的實施；三是旋翼格嵌套所處的靜止過渡格，為了能準確模擬出 干擾流場的特性和槳尖渦的空間運動，該處的格間距采用均勻尺寸為();四為背 景格，此處采用均勻尺寸的間距，兼顧了計算效率和插值精度。整套格系統(tǒng)如圖1 所示。2. 多層運動嵌套方法由于本文采用了新型的多層嵌套格系統(tǒng)，傳統(tǒng)的嵌套方法已經(jīng)很難滿足 故在結(jié)合并行技術(shù)的基礎(chǔ)上，采用改進的“透視圖”法16來確定洞點和洞邊界 并使用伴隨槳葉的InverseMap方法進行洞邊界單元的搜尋,發(fā)展了一套多層運 動嵌套格方法?！巴敢晥D法”的基本原理是遍歷部件的表面格點，并計算其在所處嵌套格中對應(yīng)的單元序號，然后通過該單元序號在背景格上重現(xiàn)其對應(yīng)的槳葉 形狀

7、。針對本文中所用的過渡/背景嵌套格為規(guī)則的笛卡爾格的特點，對槳葉/機 翼/過渡格表面格點在嵌套格中查找方法進行了改進：對洞點的搜尋可以簡化成 三個方向上的一維搜索，并在可能出現(xiàn)不封閉洞點的位置處對挖洞單元表面進行 了自適應(yīng)加密，進而減少了內(nèi)存的使用和消除了不連續(xù)洞點的產(chǎn)生。在進行傾轉(zhuǎn) 旋翼的洞邊界單元所對應(yīng)的貢獻單元的搜索時，根據(jù)部件表面格分布特性對InverseMap分辨率進行優(yōu)化,提高了效率。運用上述方法將傾轉(zhuǎn)旋翼嵌套在過渡 格中作為第一層嵌套，過渡格嵌套在背景格中作為第二層嵌套，機翼與過渡/背景 格作為第三層嵌套。結(jié)合并行技術(shù)，將計算格分配到不同計算節(jié)點，各計算節(jié)點根 據(jù)格類型獨立同時進

8、行嵌套，成功實現(xiàn)了嵌套方法的并行執(zhí)行。運動嵌套中的洞 邊界單元對應(yīng)的貢獻單元如圖2所示。數(shù)值模擬方法1. 控制方程本文將坐標建立在固定坐標系下，采用以絕對物理量為參數(shù)的守恒的積 分形式的可壓N-S方程作為主控方程（略）:式中,為控制體單元體積，Q為單元面 積,n表示單元表面法矢量,t為時間,k、T分別為熱傳導(dǎo)系數(shù)和絕對溫度。rV表 示相對速度,tV表示控制體邊界的運動速度,E和H分別為總能和總焓。為粘性系 數(shù),表示為It。2. 湍流模型由于傾轉(zhuǎn)旋翼槳葉扭轉(zhuǎn)較大，在運動中有著明顯的分離及再附著等復(fù)雜 流動現(xiàn)象，常用的B-L代數(shù)模型很難勝任，這里采用了能較好捕捉氣流分離的一 方程Spalart-A

9、llmaras17湍流模型。與代數(shù)湍流模型相比,S-A模型是依據(jù)經(jīng)驗、量綱分析、對分子粘性的選擇性依賴得到渦粘性系數(shù)的輸運方程。該模型既不需要分成內(nèi)外層模式、壁面模式和尾流模式，又不需要推導(dǎo)渦粘性系數(shù)的精確 的輸運方程，而是采用近似的輸運方程，下面給出了忽略轉(zhuǎn)捩相關(guān)項的無量綱形 式后的S-A湍流模型輸運方程（略）3. 方程離散文中采用格心形式的Jameson二階中心差分有限體積法進行空間離散。 針對中心差分具有奇偶失關(guān)聯(lián)及高頻誤差難消除的等缺點，另加入了由二、四階混合導(dǎo)數(shù)組成的人工粘性項，同時也避免了非線性（如激波）數(shù)值振蕩。4. 時間推進在時間推進上采用雙時間方法，在偽時間步上采用顯式多步迭

10、代格式，為減少計算量,在五步Runge-Kutta迭代過程中,人工耗散項只在第一步進行計 算,其它步均取為相同值。為加快收斂速度和提高迭代過程的穩(wěn)定性，采取引入當 地時間步長方法,并在五步Runge-Kutta方法的第一、三、五步進行隱式殘值光 順以加速收斂。5. 邊界條件傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼部分使用的N-S方程,表面需滿足無滑移條件，相應(yīng)的熱 力學(xué)和動力學(xué)邊界條件分別取作法向?qū)?shù)為零，由于全展模型涉及的計算量較大 故在機翼、過渡和背景格中，對計算模型進行了適當簡化：通過在過渡、機翼和背 景格對稱面中引入對稱性邊界條件，只對傾轉(zhuǎn)旋翼機一半的構(gòu)型進行了數(shù)值研 究。遠離機翼和旋翼的遠場背景格取基于 Ri

11、emann不變量的遠場邊界條件。對于 嵌套格中的旋翼格與過渡格、過渡格與背景格、機翼與背景格之間的流場信息交 換由三線性插值來完成。6. 并行方法本文采用的槳葉格尺寸為1934997、機翼為19341113、過渡格為12461126、背景格為12617796,總的格量超過670萬。單一的計算節(jié)點已經(jīng)很難 滿足上述的計算量，為了提高流場的求解效率，本文在課題組組建的28核（單核 主頻）的計算平臺上，采用了基于MPI18的所有節(jié)點計算屬性近似一致的SPMD對等模式,在這種編程模式中，每個計算節(jié)點的地位是相同的，只在輸入輸出時臨 時選擇一個節(jié)點進行，避免了節(jié)點計算能力的浪費，并提高了求解效率。圖3給

12、出 了本次模擬的計算流程圖：整個過程分為預(yù)處理初始化和非定常計算兩大部分，其中在非定常計算部分中又進一步分解為通信模塊和流場求解模塊。本文采用的是結(jié)構(gòu)化格，其單元有著特定的規(guī)律和方向性可循，所以對槳葉格、過渡格、機翼 格和背景格區(qū)域按拓撲結(jié)構(gòu)進行了劃分。在格劃分時結(jié)合了面向?qū)ο蠡募夹g(shù)和FORTRAN©言中的動態(tài)分配數(shù)組的功能，從而可以根據(jù)計算節(jié)點的數(shù)目自動劃分 格,大大減少了在單一節(jié)點上的內(nèi)存使用。 此外,槳葉格、過渡格、機翼格和背景 格之間由嵌套方法起來，并通過點對點通信進行數(shù)據(jù)交換，在旋翼、過渡、機翼、 背景格區(qū)域內(nèi)部信息傳遞使用了狀通信。經(jīng)過對比發(fā)現(xiàn) ，以一圈10800次迭代

13、為 例,串行需要小時，而采用14個計算節(jié)點只需要小時，加速比達到了，加速效率達 到了 80%,可以看出有明顯的加速效果。孤立旋翼算例及結(jié)果分析旋翼懸停算例由于傾轉(zhuǎn)旋翼相關(guān)模型資料較少，為驗證本文方法在傾轉(zhuǎn)旋翼上使用的 可行性，首先選取有實驗結(jié)果可供對比的UH-60A19旋翼懸停狀態(tài)算例進行驗證。該旋翼由4片展弦比為的槳葉組成，槳葉沿展向分為三段，由兩種不同的翼型 組成;負扭轉(zhuǎn)分布為非線性負扭轉(zhuǎn)，最大扭轉(zhuǎn)角為13,且槳葉尖部具有20常后掠。 計算狀態(tài)為：,9tipM。圖4和圖5分別給出了沿槳葉展向拉力系數(shù)和在不同槳葉 剖面的表面壓強的計算值與實驗值及文獻20的對比,表1進一步給出了該旋翼 的懸停

14、效率與實驗值及參考計算值的比較 ，從對比中可以看出，本文的計算值比 參考計算值更接近于實驗值。從上述計算結(jié)果中可以看出本文計算誤差較小，表明本文建立的方法能有效地用于旋翼氣動特性的分析和氣動設(shè)計。旋翼懸停算例計算模型選取XV-15旋翼，該旋翼由3片展弦比約為的槳葉組成，槳葉沿 展向分為五段，由五種不同的翼型組成；負扭轉(zhuǎn)分布為非線性負扭轉(zhuǎn)，槳根處安裝 角較大為,槳尖處負安裝角為，預(yù)錐角為,進行了兩種狀態(tài)計算。狀態(tài)一 :,10tipM; 圖6給出了不同剖面處的壓力系數(shù)與文獻13使用OVERFLOW著名旋翼流場求 解軟件）計算值的對比。從圖中可以看出上下表面的壓力系數(shù)吻合良好，只在翼型前端和下表面前

15、半部分有些許差別 ，這可能是由計算采用 的格粗細不同引起的槳-渦干擾的強度不同引起的（OVERFLOW軟件計算中槳葉 格尺寸為321277，整套格系統(tǒng)格數(shù)量接近4400萬）。圖7給出了旋翼下方處的下 洗流速度分布，從圖中可以看出計算值與實驗值只在槳尖局部位置有一定差異，這可能由于計算所得的拉力系數(shù)大于實驗測量時的拉力系數(shù)（如圖7所示）,而這個差異導(dǎo)致了槳葉尖部脫落的渦量強度不同，最終形成了圖中的差異，但總的來說計算值與實驗值均吻合的較好。綜合上述結(jié)果，本文建立的方法計算得出的結(jié)果與實驗值吻合的較好，且與國外成熟的軟件相比精度相當，表明該方法適合傾 轉(zhuǎn)旋翼氣動特性的模擬，為旋翼/機翼氣動干擾研究

16、提供了較為準確的分析依據(jù)。傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼干擾流場及氣動力分析選用實際的XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼作為研究對象，物理參數(shù)完全按照實際 傾轉(zhuǎn)旋翼機設(shè)定。計算狀態(tài)選?。裕?傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼干擾流場分析圖8（a）中是得到的傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼干擾流場速度云圖，從中可以明顯看 出機翼對旋翼流場的影響，槳盤右側(cè)產(chǎn)生了明顯的噴泉效應(yīng)。向上卷起的氣流在 超過槳盤高度以后，由于槳盤的吸附作用，又向下流過槳盤平面，從而形成一個循 環(huán)氣流即“噴泉”效應(yīng)，與圖8（b）中的文獻計算結(jié)果較為一致?？梢姳疚慕⒌?流場數(shù)值模擬方法成功地捕捉了這一復(fù)雜的氣動干擾現(xiàn)象。圖9給出了旋轉(zhuǎn)中心向后處的垂直平面內(nèi)的丫向速度云圖。從圖中可以看出

17、，槳盤的下洗流位于機翼 上方中間位置速度梯度較大，是機翼的地面效應(yīng)與上述的噴泉效應(yīng)對旋翼下洗流 動綜合影響的結(jié)果，且速度較大值已偏離槳尖（在附近），這點與傳統(tǒng)的直升機旋 翼的下洗流分布是不同的。從圖中的速度矢量圖還可以看出由于機翼的阻擋作用 在機翼的下方形成了明顯的漩渦，這在一定程度上解釋了機翼在根部產(chǎn)生了極小 向上升力的原因。圖10為X/R=ft的X方向的速度云圖,從中可以看出在機翼的 前方有明顯的速度分量，這點體現(xiàn)在機翼剖面的壓強分布上為機翼前緣有明顯的 壓強變化。形成這點的原因是因為本次計算所研究的旋翼為右旋旋翼，故旋翼產(chǎn)生的脫體渦會從前方撞擊機翼，這點也可從下圖11中可以直觀看出。圖1

18、1計算 給出了旋翼/機翼間的等渦量線分布情況，從圖中可以看出槳尖渦的空間位置和 運動,同時在對稱面上有明顯的由噴泉效應(yīng)產(chǎn)生的卷起渦和脫體渦撞擊到機翼的 前緣。2.傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼氣動力分析圖12計算給出了懸停狀態(tài)下孤立槳葉和帶機翼的槳葉表面法向力分布 對比圖。當旋翼轉(zhuǎn)到機翼上方（方位角270）時，由于地面效應(yīng)的作用，在旋翼的內(nèi)側(cè)載荷有所增加，并在左右，孤立槳葉與帶機翼的槳葉的法向力相同。接著在旋翼 外端出現(xiàn)了明顯的負載下降，表明了回流區(qū)存在明顯的下洗流，這些導(dǎo)致了整個 旋翼拉力的減少。這種殘余的內(nèi)側(cè)載荷增加的現(xiàn)象在30方位角時仍然有一些影響。此外，當旋翼運動到不在機翼上方的方位角時，如圖12中所示的30和150 方位角處可以看出此時槳葉法向力與孤立槳葉法向力近似一致。圖13給出了槳葉不同剖面的壓強系數(shù)的分布情況。從剖面可以看出，由于機翼的存在使槳葉壓強系數(shù)有較大的變化，并且總體上造成了升力的增加，與圖12相對應(yīng);方位角270 和150時的槳葉表面壓強系數(shù)分布幾乎完全重合，與圖13中的法向力系數(shù)在此處 相等相符合；圖中給出了靠近對稱面的和壓強系數(shù)分布，由于噴泉效應(yīng)的影響270方位角比150方位角壓強系數(shù)偏小，最終導(dǎo)致了如圖13所示的法向力降低。 圖14是槳葉位于機翼上方時，機翼表面拉力系數(shù)分布。從圖中可以看出機翼受到 的最大負載位于槳葉內(nèi)側(cè)，這與槳葉下洗相作用相對應(yīng)。在機翼與機身