文章建立了一種基于N-S方程的共軸剛性旋翼流場(chǎng)數(shù)值模擬方法。通過對(duì)比不同前行槳尖馬赫數(shù)旋翼的實(shí)驗(yàn)結(jié)果,驗(yàn)證了該方法的準(zhǔn)確性和模擬ABC旋翼的適用性。運(yùn)用商業(yè)軟件ANSYS ICEM劃分非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,采用了滑移網(wǎng)格和動(dòng)網(wǎng)格技術(shù),在FLUENT求解器中使用UDF程序?qū)崿F(xiàn)了槳葉周期變距運(yùn)動(dòng),對(duì)在懸停及大速度前飛狀態(tài)下的XH-59A旋翼流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。計(jì)算結(jié)果表明:XH-59A旋翼在懸停狀態(tài)上旋翼對(duì)下旋翼的氣動(dòng)干擾比較大,但隨著前飛速度的增加,干擾逐漸減小;上下旋翼間的氣動(dòng)干擾隨總距的增加呈先增大后減小的趨勢(shì)。 

【文章來源】：科技創(chuàng)新與應(yīng)用. 2020,(10)

【文章頁(yè)數(shù)】：5 頁(yè)

【部分圖文】：

網(wǎng)格計(jì)算域劃分

湍流模型采用S-A模型，選擇SAMPLE二階隱式求解方法。上旋翼繞Y軸負(fù)方向轉(zhuǎn)動(dòng)，下旋翼反向，轉(zhuǎn)速均為36.11rad/s。圓柱端面及環(huán)面設(shè)置為遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。初始條件給定整個(gè)流場(chǎng)的標(biāo)準(zhǔn)大氣壓強(qiáng)和零速度，設(shè)置各旋翼的拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)為監(jiān)視值，當(dāng)旋翼拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)呈穩(wěn)定的周期性變化時(shí)，認(rèn)為計(jì)算收斂。拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)的定義見公式（1-2）。2 算例驗(yàn)證

采用了Nagashima共軸旋翼[1]和ONERA旋翼[2]兩個(gè)算例。Nagashima共軸旋翼在懸停狀態(tài)的氣動(dòng)力與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比結(jié)果如圖3所示，ONERA旋翼槳尖部分的靜壓分布與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比結(jié)果如圖4所示。由圖3可以看出，CFD預(yù)測(cè)的旋翼性能曲線與實(shí)驗(yàn)值基本吻合，CFD計(jì)算的拉力略小，扭矩略大于實(shí)驗(yàn)值。以上誤差是由于CFD選用全湍流模型、人工粘性等因素，而實(shí)驗(yàn)中有層流和湍流，流動(dòng)耗散較小。但總體而言誤差在可接受的范圍之內(nèi)，說明本文所用的數(shù)值計(jì)算方法可以適用于旋翼亞音速流場(chǎng)。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]懸停狀態(tài)共軸剛性雙旋翼非定常流動(dòng)干擾機(jī)理[J]. 朱正,招啟軍,李鵬.  航空學(xué)報(bào). 2016(02)
[2]共軸式直升機(jī)上下旋翼之間氣動(dòng)干擾的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究[J]. 鄧彥敏,陶然,胡繼忠.  航空學(xué)報(bào). 2003(01)



本文編號(hào)：3384772