33一种适合于倾转旋翼CFD计算的新型运动嵌套网格方法李鹏7.docx

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33一种适合于倾转旋翼CFD计算的新型运动嵌套网格方法李鹏7

33一种适合于倾转旋翼CFD计算的新型运动嵌套网格方法-李鹏（7）

第二十八届（2012）全国直升机年会论文

一种适合于倾转旋翼CFD计算的新型运动嵌套网格方法

李鹏招启军李亚波

（南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，江苏南京，210016）

摘要：

针对倾转旋翼流场不同于一般直升机旋翼流场的特性，并充分考虑了网格单元快速搜索关系，对网格嵌套方法进行了改进。

新的透视图法采用桨叶网格独立挖洞以及桨叶表面网格三维加密，且对InverseMap方法进行了优化。

控制方程选取计入粘性影响的N-S方程，离散格式采用二阶中心差分格式，湍流模型选取B-L模型。

通过不同的旋翼进行了嵌套网格方法的验证，结果表明本文建立的运动嵌套网格方法能够有效地满足不同倾转旋翼嵌套与数值模拟的要求，同时也为高性能倾转旋翼桨叶气动外形设计提供一定的基础。

关键词：

倾转旋翼；运动嵌套网格；单元搜索；InverseMap；透视图法；CFD

0引言

倾转旋翼飞行器同时兼具有直升机的垂直起降、悬停等特性以及固定翼飞行器的高速飞行、大航程等优点[1]，因而在诞生之初就受到了各国的关注与重视。

倾转旋翼飞行器在结合了直升机与固定翼的有点的同时，却也因为其所涉及的学科很广，给研究带来了许多现实问题，如气动干扰、气弹稳定、飞行控制等。

旋翼/机身干扰是倾转旋翼飞行器空气动力学问题的重点与难点之一，当前针对倾转旋翼飞行器的气动问题的研究主要包括试验研究和数值模拟两个方面。

采用试验方法研究固然可以较准确的获得倾转旋翼飞行器的气动特性，但是其中也伴随的高成本、高风险、长周期等缺点。

相比而言，数值模拟方法具有低成本、方便修改飞行器外形等特有的优势，因而开始得到广泛应用。

随着计算机技术的成熟，计算流体力学（CFD）[2-4]技术作为数值模拟的主要技术手段也被日渐广泛地用于倾转旋翼飞行器的旋翼气动特性和流场研究。

基于N-S/Euler方程的CFD方法因为可以满足新型桨叶流场模拟的精度需要而成为研究热点之一，但是倾转旋翼飞行器CFD方法却含有许多的难点，其中网格生成方法就是关键难点之一。

相比于直升机，倾转旋翼飞行器旋翼除旋转、挥舞、变距等运动之外，还具有独特的倾转运动。

对于一般的贴体网格很难适应倾转旋翼飞行器运动的整个过程CFD模拟的需要，目前研究倾转旋翼飞行器通常采用嵌套网格方法，同时还要求桨叶网格与背景网格之间相对运动时，两者的嵌套关系也必须随之不断更新，这就需要网格的嵌套关系稳定且信息传递效率高。

嵌套网格方法的关键在于挖洞方法，即寻找洞边界，精确的洞边界判定有利于嵌套网格重叠部分进行有效且合理的插值。

国内外的许多学者都对挖洞问题有过研究，也提出了许多创新性的方法，如表面向量法[5]、射线法[6]、洞映射法[7]、模板漫游法[8-10]、Inverse-map[11]法、Hole-map[12]法、透视图法[13]以及感染免疫法[14]，并取得了较好应用，但很难分析倾转旋翼的倾转过程。

本文正是在透视图法的基础上，并结合倾转旋翼飞行器桨叶运动的实际情况，提出了一种适用于倾转旋翼的新型运动嵌套网格方法。

本文提出的方法原理主要使各片旋翼独立挖洞，并在各个计算站位分别根据桨叶网格分布生成相应的Inversemap。

然后分别用不同的旋翼对该方法进行了网格嵌套验证。

最后，在上述基础上分别用该方法对不同旋翼进行数值模拟，验证了新型运动嵌套网格方法的有效性。

1运动嵌套网格方法

图1嵌套流程图

相对于直升机旋翼运动方式，倾转旋翼飞行器有其独有的倾转运动状态，为了使嵌套方法的通用性进一步提高，本文对嵌套方法进行了一些改进以适用于倾转旋翼飞行器的桨叶网格，嵌套流程图如图1所示。

1.1“透视图法”的改进

“透视图法”的基本原理就是遍历桨叶的物面网格点，并计算其在背景网格中对应单元序号，然后通过该单元序号在背景网格上重现其对应的桨叶形状，由此所得到的形状就是洞最小边界。

同时可以作为标记洞单元的依据，同样的方法也可用来获得桨叶网格外边界点的洞最大边界。

基本

坐标的最大值进而形成新的长方体，此长方体即Inversemap的空间范围。

由此可以实现不同桨叶对应的洞边界单元独立的搜索贡献单元。

（2）对Inversemap分辨率进行了调整：

由于桨叶的空间位置不断在变化，为了更快的搜索到洞边界单元所对应的贡献单元，必须保证Inversemap每个单元中所对应的单元数尽可能的少。

本文根据桨叶的网格分布尺寸的特点，预估出Inversemap的大小。

在实际的桨叶运动中，根据桨叶网格分布的空间位置的不同，对所形成的Inversemap的分辨率进行修正，以提高贡献单元的搜索速度。

1.3不同旋翼桨叶的嵌套网格验证

下面给出了用上述嵌套方法对C-T和XV-15旋翼桨叶挖洞的效果显示，由图2、3中可以看出挖出的洞单元很好的包裹住了桨叶，所形成的洞连续且规则。

（a）0度方位角洞单元显示（b）倾转90度时的洞单元显示

图2C-T旋翼洞单元显示

（a）0度方位角洞单元显示（b）倾转90度时的洞单元显示

图3XV-15旋翼洞单元显示

2流场求解方法

2.1控制方程

考虑前飞状态模拟，桨叶网格采用微分形式的三维NS方程[14]作为主控方程：

（1）

其中：

W为守恒通量，F、G、H为无粘通量，

、

、

为粘性通量。

2.2方程离散及湍流模型

方程在时间离散上采用显示五步Runge-Kutta迭代格式，在空间离散上采用格心形式的Jameson中心差分格式。

为了避免激波和驻点附近出现非物理振荡及中心差分格式引起的奇偶失联，引入了二、四阶混合导数组成的人工粘性项。

本文N-S方程粘性系数计算采用Baldwin-Lomax湍流模型。

2.3边界条件

对于粘性流体[14]，桨叶表面采用物面无滑移边界条件，壁面气体温度根据绝热壁条件给定，远场边界条件则使用基于黎曼不变量的远场边界条件。

3算例及结果分析

3.1UH-60A直升机旋翼算例

选取UH-60A直升机旋翼为研究对象，计算悬停状态为：

桨尖马赫数为0.628,桨距角为9。

。

图4给出了在不同桨叶剖面的表面压强计算值及与试验值的对比，由计算结果可见本文的计算结果是可靠的。

图5和表1分别给出了该旋翼沿展向的拉力分布和悬停效率的比较，从中可以看出本文的计算误差较小，进而证明本文提出的嵌套网格方法和CFD方法是有效的，该嵌套方法能用于旋翼悬停计算。

（a）r/R=0.4（b）r/R=0.675

（c）r/R=0.865（d）r/R=0.945

图4UH-60A直升机旋翼悬停状态下的桨叶表面压强分布对比

图5UH-60A直升机旋翼悬停状态下桨叶拉力分布图

表1UH-60A悬停效率与实验值的对比

FM

试验结果

0.085

0.0069

0.73

本文计算结果

0.081

0.0062

0.79

3.2C-T旋翼算例

计算模型选取应用广泛的模型：

C-T旋翼。

该旋翼无扭转，计算状态为：

桨尖马赫数等于0.8,桨距角为0，前进比0.2。

图6给出了在不同方位角时，桨叶0.89R剖面的表面压强计算值及与实验值的对比。

可见，本文的计算值与试验值符合较好，表明了嵌套网格方法能够用于正确模拟前飞旋翼，为倾转旋翼数值模拟打下基础。

（a）

（b）

图6C-T旋翼前飞状态下的桨叶表面压强分布对比

3.3XV-15旋翼算例

计算模型选取XV-15旋翼，该旋翼为非线性负扭转如图7所示，桨根处安装角较大（300），桨尖处为负安装角（－6.160）。

计算悬停状态为：

桨尖马赫数等于0.69,桨距角为0。

图7给出了采用上述数值方法计算获得的孤立桨叶桨距为0时的流线分布，可以看出桨叶根部有明显的气流分离，这是因为根部的迎角较大，符合物理规律。

图7桨叶表面流线图

图8给出了不同剖面处的压力系数分布，由图8可以看出，在相同翼型的情况下，剖面0.5处得出的拉力会比0.6处大。

这是因为在低速的情况下0.6处的翼型迎角小于0.6处，符合物理规律，表明计算值是可信的，从而说明嵌套方法是正确的。

上述研究结果初步表明本文的网格方法和数值方法能够用于倾转旋翼的流场计算。

（a）r/R=0.5处的压力系数分布（b）r/R=0.6处的压力系数分布

图8不同剖面处的压力系数分布

4结论

本文建立了适用倾转直升机前飞状态旋翼嵌套网格方法，并进行了算例验证。

综合本文的计算结果和分析，主要得出以下几点结论：

（1）本文建立的运动嵌套网格方法能够有效地满足倾转旋翼运动的网格嵌套需要；

（2）本文发展的嵌套方法能够保证倾转旋翼数值模拟有足够的精度；

（3）应用发展的嵌套网格方法能够设计出满足要求的旋翼，这为设计高性能倾转旋翼桨叶气动外形设计方面的应用奠定了一定基础。

参考文献

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FromConcepttoFlight.NASASP-2000-4517,2000.

[2]成宝峰.倾转旋翼机旋翼/机翼/机身干扰流场的数值分析.南京:

南京航空航天大学硕士论文，2010.

[3]KANGHJ,KWONOJ.UnstructuredmeshNavier-Stokescalculationsoftheflowfieldofahelicopterrotorinhover.JournaloftheAmericanHelicopterSociety,2002,47:

90-99.

[4]叶靓,招启军,徐国华,基于非结构嵌套网格和逆风格式的旋翼悬停流场数值模拟.空气动力学学报,2009,27

（1）:

62-66.

[5]SLOTNICKJP,KANDULAM,BUNINGPG.Navier-StokessimulationoftheSpaceShuttlelaunchvehicleflighttransonicflowfieldusingalargescalechimeragridsystem.12thAIAAAppliedAerodynamicsConference.ColoradoSprings,Colorado,USA,1994.

[6]MEAKINRL.ObjectX-raysforcuttingholesincompositeoversetstructuredgrids[A].15thAIAAComputionalFluidDynamicsConference.Anaheim,California,USA,2001.

[7]ROGERSSE.DIETZWE.SUHSNE.PEGASUS5:

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[8]BenekJA,StegerJI,etal.Chimera:

AGrid-EmbeddingTechnique.AEDC-TR-85-64,1985.

[9]NirschlH,DwyerHA,DenkV.A