旋翼非定常流場的黏性渦數(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旋翼流場的重要特征，一直是直升機空氣動力學(xué)領(lǐng)域的研究重點和難點。本文基于計入黏性的離散渦方法并引入快速多極子算法開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的高分辨率混合計算方法。應(yīng)用所發(fā)展的方法針對不同飛行狀態(tài)下不同旋翼的流場和氣動特性進行了數(shù)值計算與算例驗證;特別地，基于所建方法和試驗手段

2、針對尾跡特征更為復(fù)雜的傾轉(zhuǎn)旋翼機旋翼流場進行了深入研究。主要工作包括如下幾個方面:
　　作為前提和背景，首先闡述了論文的研究目的，針對直升機旋翼尾跡方法、旋翼CFD方法以及適用于旋翼流場分析的混合計算方法等的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀進行了概述，指出了現(xiàn)有計算方法/模型所存在的不足及難點，并依此提出了本文擬采用的解決方案和研究內(nèi)容。
　　針對旋翼流場中尾跡作用的特點，本文基于計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)定性以及計算效率，一方面采用了適用于旋翼尾跡計算的渦元“疏密失調(diào)”控制方法、自適應(yīng)渦元數(shù)目控制機制和無散修正等策略對離散渦元的渦量及空間分布進行修正;另一方面引入了多層自適應(yīng)快速多極子加速算法對自誘導(dǎo)速度及速度梯度的計算過程進行加速。
　　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特性計算方面的能力，在載荷計算過程中結(jié)合了Beddoes非線性

4、翼型失速模型以及Selig展向流修正模型;同時針對計算過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Boatwright試驗旋翼、Caradonna&Tung旋翼、Elliott試驗旋翼以及H-34直升機全尺寸旋翼等展開了數(shù)值計算，不僅驗證了方法的有效性，而且分析了黏性渦方法的數(shù)值特點。
　　文中進一步針對槳葉升力面模型無法捕捉流場細節(jié)的缺點，又耦合CFD方法發(fā)展了適用于旋翼非定常

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