复杂的直升机旋翼空气动力学

2018-6-20 09:09| 发布者: weixin| 查看: 699| 评论: 0|原作者: weixin|来自: 声振之家公众号

摘要: 到目前为止，旋翼计算流体力学仍然是计算流体力学领域的前沿问题，也是直升机工业界急需解决的关键技术问题。

　　直升机作为20世纪航空技术领域极具特色的创造之一，极大地拓展了飞行器的应用范围。直升机是典型的军民两用产品，可以广泛地应用于运输、巡逻、救护等多个领域。旋翼是直升机的关键部件，为直升机的飞行提供所需的升力、推进力和操纵力。旋翼的气动特性直接决定了直升机的性能、飞行品质、噪声辐射和振动特性等，因而旋翼空气动力学是直升机设计的关键技术之一。由于旋翼的风洞实验技术复杂、费用昂贵，旋翼计算流体力学越来越受到学术界和工业界的重视。另外，旋翼计算流体力学可以在旋翼的外形优化方面发挥无可替代的作用。到目前为止，旋翼计算流体力学仍然是计算流体力学领域的前沿问题，也是直升机工业界急需解决的关键技术问题。美国空军甚至将旋翼空气动力学的研究列为21世纪美国空军的7个空气动力学重点研究方向之一。

　　直升机旋翼空气动力学特性

　　与固定翼相比，旋翼空气动力学的复杂性(如图1所示)主要包括：

　　1、旋翼所产生的尾涡结构比较复杂，始终在旋翼下方附近，主宰着整个流场，严重地改变了桨叶的有效迎角，从而影响旋翼的气动性能;

　　2、直升机在低速下降过程中，前行桨叶产生的桨尖涡会与后行桨叶产生叶涡干扰(Blade-Vortex Interaction, BVI) 现象;

　　3、前飞状态下，前行桨叶的相对速度较大，而后行桨叶的相对速度较小，后行桨叶为了获得足够的升力，必须工作在大迎角状态，这样很容易产生大分离流动，甚至动态失速;

　　4、前行桨叶的相对速度较大，靠近桨尖区一般都会有激波产生，激波较强时会产生激波-附面层的干扰现象，并诱导边界层发生分离;

　　5、旋翼流场高低速并存，在跨音速态下，桨尖有激波产生，桨毂区为不可压区。旋翼流动的这些复杂特征给旋翼流场的数值模拟带来了很大的困难。

　　常见的研究方法

　　近几十年来，随着计算流体力学 (ComputationalFluid Dynamics, CFD) 的发展和广泛应用，旋翼CFD也经历了快速发展。纵观旋翼CFD的发展历程，控制方程经历了小扰动速势方程、全速势方程、Euler和Navier-Stokes (NS) 方程四个发展阶段。目前，基于Euler和NS方程旋翼流场的数值模拟成了当前旋翼CFD的主要研究手段。与Euler方程相比，NS方程更加精确地描述了涡的形成和输运特性，对流场的描述更加精确。然而以涡为主导的旋翼流场若采用NS方程进行模拟，通常需要巨大的计算网格数量和较长的计算周期，导致旋翼流场的计算效率低下，成为制约旋翼CFD工业应用的一个瓶颈。

　　湍流问题至今仍然是困扰整个流体力学界的一个难题，湍流的基本机理至今还没有完全弄清，这就决定了各种湍流研究方法必然有各自的局限性。

　　湍流的数值模拟大致可分为三类：

　　  · 直接数值模拟 (Direct Numerical Simulation, DNS)

　　  · 大涡模拟 (Large Eddy Simulation, LES)

　　  · 求解雷诺平均NS(Reynolds-Averaged Navier-Stokes, RANS) 方程。

　　鉴于前两种方法需要极大的计算机资源以及方法本身的问题，目前还无法适用于高雷诺数工程问题的模拟，因而求解RANS方程自然成为工程实际中的最佳方法。

　　近几年来，西方学者发展了高阶间断伽辽金方法，该方法的RANS求解虽然得到了西方学者的重视，也取得了一些研究成果，但是由于湍流模型本身存在的鲁棒性问题，目前很难直接应用到直升机旋翼流场的数值模拟中。但是我认为我们可以采用隐式大涡模拟的方法来进行诸如直升机旋翼如此复杂流场的数值模拟，或者采用RANS和ILES相结合的方法进行计算。即边界层内部采用RANS，外层采用ILES方法。这虽然是一种折衷的方法但是却具有更高的稳定性。

　　直升机旋翼CFD的计算网格

　　目前直升机旋翼CFD采用的网格仍然是多块重叠网格，但是以美国为代表的西方发达国家采用的是非结构重叠网格，我国国内仍然以结构重叠网格为主。西方发达国家同时开发了自适应网格技术。自适应网格技术在直升机旋翼的数值模拟中目前是一种发展趋势，但国内还比较少见。以高精度算法为基础的高阶曲线网格也是直升机空气动力学研究的空缺。

　　来源：风流知音公众号(ID：CFD1001)，作者：一溪清泉。

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