一种旋翼/螺旋桨气动干扰计算方法技术

本发明专利技术公开了一种旋翼/螺旋桨气动干扰计算方法，包括：计算旋翼/螺旋桨气动力和气动力矩，形成低精度高效计算模型；计算机体部件气动力和气动力矩，建立双螺旋桨推进复合式直升机飞行力学机理模型。计算旋翼/螺旋桨气动力和气动力矩并建立双螺旋桨推进复合式直升机CFD计算模型，该动量源模型使用低精度高效计算模型计算旋翼/螺旋桨配平过程中的下降梯度，实现旋翼/螺旋桨配平。在旋翼/螺旋桨配平的基础上用全机CFD高精度模型修正气动力和气动力矩以及操纵进行全机配平，得到高置信度的配平结果，同时获得配平状态的旋翼/螺旋桨气动干扰。本发明专利技术的优点是：能够实现精确的配平计算和干扰计算，计算时间短效率高，具有良好的通用性。的通用性。的通用性。

【技术实现步骤摘要】
一种旋翼/螺旋桨气动干扰计算方法


[0001]本专利技术涉及航空航天
，特别涉及一种适用于双螺旋桨推进复合式高速直升机在稳定飞行状态的旋翼/螺旋桨气动干扰的计算方法。

技术介绍

[0002]为改善传统直升机构型前飞速度受限的状况，国内外不断涌现出了适合高速飞行的直升机新构型。其中，通过采用“升力复合”与“推力复合”的理念设计的复合式高速直升机，延缓了旋翼前行桨叶出现激波和后行桨叶失速的特性，兼备了直升机垂直起降和固定翼飞机高速飞行的优点
[1]。该类直升机在传统机身两侧加装机翼，并在机翼前缘处各安装一副螺旋桨，可通过螺旋桨桨距变换实现高速前飞，在高速前飞时机翼产生的升力又能卸载旋翼
[2
‑
4]。但是，由于其气动力部件较多且布局紧凑，包括旋翼、左右螺旋桨和机翼等，导致在悬停和小速度前飞时，旋翼尾流会直接冲击到机身、机翼和螺旋桨上，引起这些部件的气动力变化，反过来这些部件的气动力变化引起旋翼气动力变化，各部件之间的气动干扰严重，尤其是旋翼和螺旋桨之间的干扰，严重影响了该类直升机的飞行性能和飞行品质。
[0003]传统单旋翼带尾桨构型直升机，目前已经有大量的风洞数据和试飞数据
[5
‑
7]，可以构建基于试验数据的干扰因子建立高置信度的机理模型，从而求得高精度配平结果。但是双螺旋桨推进复合式高速直升机作为一种新构型直升机，目前缺少风洞数据和试飞数据，影响飞行动力学模型的置信度。CFD方法作为一种高保真度计算气动力的方法可以得到置信度较高的配平结果，但是由于直升机各部件气动干扰复杂、旋翼等部件气动力呈非线性且不同方向上存在耦合，直接在CFD模型中计算直升机配平Jacobi矩阵或直接寻找配平结果会导致计算次数过多，计算效率过低。文献[8]提出了一种适用于单旋翼带尾桨直升机的耦合飞行力学模型和CFD模型的配平方法，文献[9]提出一种针对双螺旋桨推进复合式高速直升机的配平方法，但均尚未涉及部件之间的气动干扰。
[0004]参考文献
[0005][1]杨洋.复合式高速无人直升机飞行力学建模及操纵策略研究[D].南京航空航天大学,2021；
[0006][2]BUHLER M,NEWMAN S.The aerodynamics of the compound helicopter configuration[J].The Aero
‑
nautical Journal,1996,100(994)；111
‑
120；
[0007][3]PROUTY R W.Helicopter performance,stability and control[M].Malabar,FL:Krieger Publish Company,1990；
[0008][4]ORCHARD M,NEWMAN S.The fundamental configuration and design of the compound helicopter[J].Journal of Aerospace Engineerin
‑
g,2003,217(6):297
‑
315；
[0009][5]Datta A,Yeo H,Norman T R.Experimental Investigation and Fundamental Understanding of a Slowed UH
‑
60A Rotor at High Advance Ratios[C].American Helicopter Society International Annual Forum.2011；
[0010][6]Biedron L R R T.FUN3D Airload Predictions for the Full
‑
Scale UH
‑
60A Airloads Rotor in a Wind Tunnel[J].2013；
[0011][7]Shinoda P M,Yeo H,Itss R,et al.Rotor performance of a UH
‑
60rotor system in the NASA Ames 80
‑
by 120
‑
Foot Wind Tunnel[J].Journal of the American Helicopter Society,2004,49(4).DOI:10.4050/JAHS.49.401；
[0012][8]冯德利,招启军,徐国华.基于CFD方法的直升机前飞状态配平分析[J].航空学报,2013,34(10):2256
‑
2264；
[0013][9]倪明.双螺旋桨推进复合式直升机混合配平方法[D].南京航空航天大学,2022；
[0014][10]陈仁良,李攀,吴伟等.直升机飞行动力学数学建模问题[J].航空学报,2017,38(07):6
‑
22；
[0015][11]朱明勇,招启军,王博.基于CFD和混合配平算法的直升机旋翼地面效应模拟[J].航空学报,2016,37(08):2539
‑
2551。

技术实现思路

[0016]本专利技术提供了一种旋翼/螺旋桨气动干扰计算方法，解决了以下技术问题：
[0017]1)如何获得双螺旋桨推进复合式高速直升机旋翼/螺旋桨高效高精度气动干扰。
[0018]双螺旋桨推进复合式高速直升机采用双螺旋桨来替代常规直升机的尾桨平衡悬停低速飞行时的旋翼反扭矩，其气动干扰与常规直升机旋翼/尾桨气动干扰有本质的区别。双螺旋桨位于旋翼下方，直接受旋翼尾流的影响，影响程度随飞行速度的变化而变化。本专利技术提出了一种旋翼/螺旋桨气动干扰的高效高精度分析方法，确定双螺旋桨推进复合式高速直升机在不同稳态飞行状态下的旋翼/螺旋桨气动干扰及其随速度的变化。
[0019]2)如何提高双螺旋桨推进复合式高速直升机配平结果置信度。
[0020]由于双螺旋桨推进复合式高速直升机缺少风洞数据和试飞数据，影响飞行力学模型的置信度。因此，单纯使用机理模型求解配平，会导致求得的配平精度有限，置信度难以进一步提升。CFD方法作为一种高保真度且能够考虑气动干扰的计算气动力方法，可以克服机理模型中干扰考虑不充分的缺点，但是单纯使用CFD方法计算配平结果会导致时间过长。因此，有机结合CFD方法能够得到高保真度气动力和气动力矩、充分考虑干扰的优点和机理模型快速计算得到双螺旋桨推进复合式高速直升机配平下降梯度的优点，耦合上述两种方法的气动力和气动力矩，得到高置信度的配平结果。
[0021]为了实现以上专利技术目的，本专利技术采取的技术方案如下：
[0022]一种旋翼/螺旋桨气动干扰计算方法，包括以下步骤：
[0023]S1：使用叶素理论和均匀本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种旋翼/螺旋桨气动干扰计算方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：使用叶素理论和均匀入流模型计算旋翼、螺旋桨气动力和气动力矩，形成低精度高效计算模型，使用经验公式方法计算机体气动力和气动力矩，并建立双螺旋桨推进复合式高速直升机的飞行力学机理模型；S2：基于CFD动量源模型计算旋翼、螺旋桨气动力和气动力矩，该动量源模型使用CFD模型中的流场速度计算桨叶微段的气动力，同时使用S1中的低精度高效计算模型计算旋翼和螺旋桨配平的Jacobi矩阵和下降梯度；在此基础上，建立双螺旋桨推进复合式高速直升机全机状态气动力和气动力矩CFD计算模型；S3：使用牛顿迭代法计算S1中飞行力学机理模型某一稳定飞行状态的操纵量和姿态角；S4：将S3得到的操纵量和姿态角输入到CFD全机状态气动力和气动力矩计算模型中，为了配平旋翼和螺旋桨，使用动量源模型的气动力和气动力矩修正低精度高效计算模型中的气动力和气动力矩，并计算动量源模型配平的下降梯度，不断修正操纵直到旋翼和螺旋桨达到目标气动力和气动力矩；S5：计算CFD模型中的体轴系下全机的气动力和气动力矩，判断该气动力和气动力矩与配平目标值之间的差值是否满足收敛条件，如果满足则得到高置信度配平结果，否则进行S6；S6：根据S5中得到的差值，修正机理模型的气动力，重复进行配平计算，返回S4，直到气动力与配平目标值之间的差值满足收敛条件，得到高置信度的配平结果；S7：在配平状态下分别计算孤立旋翼、孤立螺旋桨以及旋翼/螺旋桨组合下的气动力，得到旋翼/螺旋桨之间随速度变化的气动干扰量。2.根据权利要求1所述的一种旋翼/螺旋桨气动干扰计算方法，其特征在于：通过叶素理论得到桨叶微端气动力，公式如下：其中，dF
A
为桨叶微段所受到的气动力，ρ为空气密度，Ω为旋翼旋转角速度，R为旋翼半径，α
∞
为翼型升力线斜率，c为桨叶的弦长，μ
T
为桨叶剖面的切向速度，μ
P
为桨叶剖面的法向速度，θ为桨叶微段迎角，dr为桨叶微段的长度元素；旋翼的均匀入流模型计算公式为：其中，旋翼的均匀入流速度，C
T
:旋翼的拉力系数，表示旋翼所提供的拉力的无量纲系数，μ:旋翼前进比，表示旋翼剖面切向速度与旋翼桨尖速度之比，λ1:旋翼的入流比，表示旋翼剖面法向速度与旋翼桨尖速度之比；螺旋桨的均匀入流模型也使用上述模型，采用数值积分的方式计算力和力矩；将桨盘在周向和径向分别分段，先沿径向求和得到周向分段上的气动力，再沿周向求和得到螺旋桨桨盘气动力和气动力矩，其中分段数应不影响螺旋桨气动力计算结果，上述旋翼模型和螺旋桨模型为低精度高效计算模型；
机身等其他部件为不旋转部件，均使用经验公式方法求得机体的气动力和气动力矩；将双螺旋桨推进复合式高速直升机看作刚体，建立刚体六自由度运动方程：将双螺旋桨推进复合式高速直升机看作刚体，建立刚体六自由度运动方程：将双螺旋桨推进复合式高速直升机看作刚体，建立刚体六自由度运动方程：u,v,w分别为该直升机沿机体坐标系x,y,z轴的线速度，分别为该直升机沿机体坐标系x,y,z轴的合力，p,q,r分别为该直升机沿机体坐标系x,y,z轴的角速度，g为重力加速度，φ,θ,ψ分别为该直升机的侧倾角，俯仰角和偏航角，分别为该直升机沿机体坐标系x,y,z轴的合力矩。3.根据权利要求1所述的一种旋翼/螺旋桨气动干扰计算方法，其特征在于：CFD动量源模型通过下式计算得到桨叶微段的迎角式中，α为桨叶微段迎角，θ为桨根处的桨距，θ
tw
为桨叶负扭，v
n
、v
φ
、v
s
为柱坐标系下桨叶微段处气流速度与微段旋转速度之差，分别为轴向速度、周向速度和径向速度，为桨叶微段挥舞速度；通过查表法求得桨叶微段迎角对应的二维翼型升阻力系数，公式如下：通过查表法求得桨叶微段迎角对应的二维翼型升阻力系数，公式如下：式中，L为该桨叶微段的升力，D为该桨叶微段的阻力，ρ为网格点流体密度，v为桨叶微段相对该处网格流体速度，C
l
为升力系数，C
d
为阻力系数，c为桨叶弦长，dr为桨叶微段长度；求得桨叶微段上的气动力，通过坐标转化到桨毂坐标系并求单位时间的气动力作为源项加入N
‑
S方程；将所有微段气动力对桨毂中心求力矩并求和即得到旋翼、螺旋桨的气动力和气动力矩。4.根据权利要求2所述的一种旋翼/螺旋桨气动干扰计算方法，其特征在于：使用基于叶素理论和均匀入流模型的低精度高效计算模型计算动量源模型中旋翼和螺旋桨配平的下降梯度，并通过下式计算旋翼和螺旋桨配平的操纵量增量：
式中，θ0为总距，A1为横向周期变距，B1为纵向周期变距，T为旋翼拉力，M
x
、M
y
为旋翼气动滚转力矩和气动俯仰力矩，下标a表示目标气动力和气动力矩，下标i表示第i次计算得到的气动力和气动力矩；通过操纵...

【专利技术属性】
技术研发人员：祁辉，陈仁良，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：