懸停狀態(tài)共軸剛性雙旋翼非定常流動干擾機理

朱正， 招啟軍，李鵬 南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室， 南京 210016

懸停狀態(tài)共軸剛性雙旋翼非定常流動干擾機理

朱正， 招啟軍*，李鵬 南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室， 南京 210016

基于運動嵌套網格方法，建立了一套適合于懸停狀態(tài)下共軸剛性雙旋翼非定常干擾流場分析的計算流體力學(CFD)方法。首先，基于高效的運動嵌套網格技術，采用積分形式的可壓雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程作為雙旋翼非定常流場求解控制方程，湍流模型選用Baldwin-Lomax模型，時間推進采用雙時間方法。在CFD方法的驗證基礎之上，對干擾過程中的槳尖渦渦核位置及強度演變規(guī)律進行了細致分析，揭示了共軸雙旋翼非定常干擾流場中上、下旋翼槳尖渦與雙旋翼槳葉之間的貼近干擾、碰撞現(xiàn)象，以及上、下旋翼槳尖渦之間的相互干擾機理。然后，進一步研究了不同總距角下的共軸旋翼系統(tǒng)中上、下旋翼的非定常氣動特性以及影響規(guī)律。計算結果表明：上旋翼槳葉的槳尖渦會直接與下旋翼槳葉發(fā)生碰撞，導致下旋翼槳葉拉力損失；上旋翼槳葉的槳尖渦和下旋翼槳葉的槳尖渦相互干擾，改變了槳尖渦的強度和軌跡；上、下旋翼槳葉相互靠近時，上、下旋翼槳葉的拉力均會上升，之后相互遠離時上、下旋翼槳葉拉力均會先下降再上升。

共軸剛性旋翼； 非定常流場； 干擾機理； 槳尖渦； 計算流體力學； 懸停狀態(tài)； 運動嵌套網格

直升機具有垂直起降、空中懸停等固定翼飛機無法比擬的特點。但是，常規(guī)單旋翼帶尾槳構型的直升機由于存在前行槳葉激波和后行槳葉失速等限制因素，無法實現(xiàn)高速飛行；并且用于平衡反扭矩的尾槳消耗了一部分發(fā)動機功率。上述缺點在一定程度上限制了直升機的應用前景。而共軸式剛性雙旋翼直升機通過上、下兩副旋翼反向旋轉，可以相互抵消反扭矩，省去了用于平衡反扭矩的尾槳，提高了功率利用效率。此外，該構型直升機通過對后行槳葉進行卸載，并充分發(fā)揮前行槳葉的升力潛能，突破了常規(guī)構型直升機大速度飛行時旋翼的氣動約束，使得共軸剛性旋翼直升機具備高速飛行的能力。基于上述思想，美國西科斯基飛機公司發(fā)展了“前行槳葉概念”的共軸剛性旋翼直升機，于2008年成功試飛了共軸剛性旋翼高速攻擊直升機X2，并取得了463 km/h的飛行速度，遠超過常規(guī)直升機的飛行速度，標志著該種構型的直升機已逐步進入實用，并已入選美國下一代高速直升機發(fā)展規(guī)劃。因而，共軸剛性旋翼構型已成為當前國際高速直升機研究的最新熱點。

但是，共軸剛性雙旋翼干擾流場比常規(guī)單旋翼流場要復雜。上、下兩副旋翼旋轉方向相反，導致流場中存在著嚴重的槳-渦干擾和渦-渦干擾現(xiàn)象。這使得共軸雙旋翼的氣動特性與單旋翼有著很大不同。與常規(guī)旋翼不同，即使是在懸停狀態(tài)下，上述原因也使得流場呈現(xiàn)出明顯的非定常特性，這給研究共軸雙旋翼的渦流場干擾機理和氣動特性分析提出了嚴峻挑戰(zhàn)。因此，研究懸停狀態(tài)共軸剛性雙旋翼的非定常流動干擾機理對認識和分析新構型高速直升機的氣動特性具有重要學術價值和實際意義。

關于常規(guī)共軸雙旋翼流場及氣動特性的研究，國內外均開展了一些卓有成效的理論和試驗工作。Leishman等發(fā)展了適合于共軸雙旋翼的動量葉素理論[1-4]。Andrew[5]、Bagai[6]和黃水林[7]等均通過尾跡方法研究了共軸旋翼的氣動特性。Kim和Brown[8-9]發(fā)展了適合于共軸旋翼的渦輸運模型。這些方法雖然計算速度快，但是較難精確反映雙旋翼的流場干擾細節(jié)以及氣動特性。童自力和孫茂[10-11]在CFD方法中引入動量源項法來模擬共軸旋翼槳葉對流場的影響，但是很難精確模擬上、下旋翼槳尖渦的干擾作用。Lakshminarayan和Baeder[12-14]結合滑移網格和嵌套網格建立了適合于共軸旋翼的混合網格方法，重點研究了氣動特性的變化規(guī)律，但是由于采用了上、下旋翼交界面的滑移網格方法，損失了部分通量的守恒性質。許和勇和葉正寅[15-17]以及葉靚和徐國華[18]通過基于非結構網格的CFD方法對常規(guī)共軸旋翼的流場和氣動特性進行了數(shù)值模擬，但未著重開展雙旋翼渦流場的干擾機理分析研究。此外，Coleman[19]、Harrington[20]、唐正飛[21]、鄧彥敏[22]等均開展了共軸雙旋翼的風洞試驗，進行了共軸旋翼氣動特性及定點位置的誘導速度場測量，在雙旋翼渦流場干擾機理方面獲得了一些初步的結果。上述針對常規(guī)共軸旋翼的研究結果為共軸高速剛性旋翼的研究提供了重要的基礎和參考。綜上所述，對共軸雙旋翼中的渦尾跡干擾以及非定常氣動力變化規(guī)律等研究仍不夠深入。而共軸旋翼非定常渦流場模擬的難點在于捕捉渦的形成和發(fā)展、渦與渦的干擾以及渦與槳葉的碰撞等現(xiàn)象，采用動量源或者尾跡方法等很難準確模擬槳尖渦的流動細節(jié)和干擾現(xiàn)象。

鑒于此，基于先進的計算流體力學方法，采用運動嵌套網格技術，建立了適合于懸停狀態(tài)下共軸剛性雙旋翼流場的高精度數(shù)值模擬方法。為了準確模擬黏性流動，槳葉網格和背景網格均使用結構化網格，流場控制方程采用雷諾平均Navier-Stokes (RANS)方程。針對共軸旋翼中上、下旋翼槳葉反向旋轉等特點，使用高效快速的挖洞方法和搜索貢獻單元方法。應用所建立的方法，對懸停狀態(tài)下共軸剛性旋翼流場中存在的槳-渦干擾、渦-渦干擾現(xiàn)象進行了細致分析，揭示了非定常流動干擾機理，深入研究了共軸旋翼氣動特性及影響規(guī)律，得出了一些有意義的結論。

1 數(shù)值計算方法與驗證

1.1 運動嵌套網格方法

針對單塊網格難以滿足上、下兩副旋翼相互反向旋轉的情況，采用運動嵌套網格方法。通過求解泊松方程來生成圍繞旋翼翼型剖面的網格，槳葉段網格通過展向剖面間插值完成?？紤]到C-O型網格可以更好地捕捉槳尖渦細節(jié)，這里采用繞翼型中弧線翻折策略生成圍繞槳葉的三維C-O型結構網格。

設置槳葉網格外邊界時應當避免上、下旋翼反向旋轉過程中槳葉與其他槳葉網格出現(xiàn)交叉問題，從而規(guī)避對運動嵌套網格方法中的流場信息交換產生的不利影響。同時，采用本課題組提出的“透視圖”[23]挖洞方法來解決背景網格和上、下兩副旋翼槳葉網格之間的嵌套關系，并結合Inverse Map[24]方法對背景網格洞邊界單元的貢獻單元進行快速搜尋。背景網格采用長方體結構網格。為了更好地捕捉槳尖渦細節(jié)特征，對背景網格進行了局部網格加密。本文計算采用的槳葉網格大小為247×40×76(弦向×法向×展向)，背景網格大小為210×120×210(縱向×垂向×橫向)。為了準確模擬附面層流動，第一層翼型網格的壁面距離為5×10-6c，c為翼型弦長。

圖1給出了本文建立的運動嵌套網格系統(tǒng)示意圖(上旋翼槳葉和下旋翼槳葉之間最小夾角為60°)。圖2給出了背景網格洞邊界單元圖(上旋翼槳葉和下旋翼槳葉之間最小夾角為60°)。

圖1 運動嵌套網格系統(tǒng)示意圖

Fig. 1 Schematic diagram of moving-embedded grid system

圖2 背景網格洞邊界單元

Fig. 2 Hole boundary cells in background grid

1.2 非定常流場模擬方法

考慮到共軸雙旋翼懸停流場的非定常特性，在慣性坐標系上建立以絕對物理量為參數(shù)的、守恒的、積分形式的RANS方程：

(1)

其中：E、H、p和ρ分別為氣體總能、總焓、壓強和密度；Vr為相對速度；Vt為網格的相對運動速度；黏性相關項以Φx為例：

(2)

黏性系數(shù)計算采用Baldwin-Lomax湍流模型，槳葉表面采用無滑移條件。時間推進采用雙時間法，在偽時間步上采用顯式多步迭代格式。空間離散采用有限體積法，對于交界面上的對流通量，采用Roe-MUSCL格式計算無黏通量，采用中心差分格式計算黏性通量。

1.3 計算方法驗證

圖3給出了應用本文方法計算獲得的氣動性能結果與實驗值[19]的比較，其中CT為拉力系數(shù)、CQ為扭矩系數(shù)。圖4給出了本文方法計算的軸向誘導速度Vy與實驗值[21]的比較(r為展向位置，R為旋翼半徑)?？梢钥闯霰疚慕⒌姆椒梢詼蚀_地模擬懸停狀態(tài)下共軸剛性雙旋翼的氣動特性以及流場細節(jié)。

圖3 共軸旋翼氣動性能的計算值與實驗值對比

Fig. 3 Comparisons of aerodynamic characteristics of coaxial rotor between calculated results and experimental data

圖4 共軸旋翼軸向誘導速度的計算值與實驗值對比

Fig. 4 Comparisons of axial induced velocities of coaxial rotor between calculated results and experimental data

2 非定常流動干擾機理分析

進行計算分析的旋翼模型為共軸雙旋翼，每副旋翼由兩片剛性槳葉構成。槳葉展弦比為10.0，無負扭轉，槳葉平面形狀為矩形，采用單一翼型NACA0012，上、下旋翼軸間距為0.15R。上、下旋翼槳尖馬赫數(shù)均為0.65。考慮到采用CFD方法進行雙旋翼配平計算代價很大，同時不影響干擾流場機理問題研究的本質，對上、下旋翼總距進行了相等的處理。設置上旋翼為右旋，下旋翼為左旋，上、下旋翼初始方位角均為0°。

圖5給出了上、下旋翼總距角均為8°，方位角為0°時的渦量等值面(渦量大小為0.2)，此時上、下旋翼槳葉相互對齊。上旋翼兩片槳葉的槳尖渦分別命名為“U-1”(初始方位角為0°)、“U-2” (初始方位角為180°)；下旋翼兩片槳葉的槳尖渦分別命名為“L-1” (初始方位角為0°)、“L-2” (初始方位角為180°)。圖6給出了對應4個截面的渦量云圖，4個截面的位置示意圖在圖5中已給出。Section-1的方位角為330°，Section-2的方位角為270°，Section-3方位角為210°，Section-4方位角為190°。圖6中φ為渦齡角，其中渦齡角等于0°的位置定義為槳葉1/4弦線處。圖7表示0°方位角時上槳葉U-1和下槳葉L-1槳尖渦渦核位置以及渦量大小隨渦齡角的變化曲線，圖中y表示軸向位置。

從圖5和圖6中可以看出，懸停狀態(tài)的共軸旋翼流場中存在復雜的槳-渦干擾和渦-渦干擾現(xiàn)象。由圖6(c)和圖6(d)可知，上旋翼U-1槳尖渦和下旋翼槳葉發(fā)生貼近干擾，導致U-1槳尖渦運動形態(tài)和渦核位置發(fā)生突變，尤其是渦量強度迅速減弱。而下旋翼槳尖渦L-1運動至一定方位角后，與受干擾之后的U-1槳尖渦發(fā)生二次干擾，U-1槳尖渦逐漸畸變、消亡，L-1槳尖渦也發(fā)生相應的改變。由圖6(a)和圖6(b)可以看出，上旋翼槳葉槳尖渦U-2和下旋翼槳葉發(fā)生貼近干擾，之后U-2強度迅速減小直至消亡。

圖5 上、下旋翼對齊時的渦量等值面

Fig. 5 Iso-surfaces of vorticity magnitude when upper rotor and lower rotor are aligned

圖6 上、下旋翼對齊時的渦量云圖

Fig. 6 Vorticity magnitude contours when upper rotor and lower rotor are aligned

從圖7中也可以看出，在渦齡角180°左右處，由于受到槳-渦干擾、渦-渦干擾的影響，上下旋翼槳尖渦渦核的徑向位置、軸向位置和渦量大小均發(fā)生了突變，尤其是下旋翼槳尖渦變化較為劇烈。

圖7 上、下旋翼對齊時的槳尖渦渦核位置及強度

Fig. 7 Positions and strength of blade-tip vortex core when upper rotor and lower rotor are aligned

從圖7(a)中也可看出，上旋翼尾跡徑向收縮速度比下旋翼尾跡快，這是上、下旋翼渦尾跡相互運動干擾所致。上旋翼槳尖渦和下旋翼槳尖渦旋轉方向相反，導致上旋翼渦系和下旋翼渦系之間相互排擠。上旋翼的槳尖渦受到下旋翼渦系的向內擠壓而導致收縮的速率變快，而下旋翼的槳尖渦受到了上旋翼渦系的向外排擠導致收縮的速率變慢。從圖7(b)中也可看出，上旋翼尾跡下降速度也比下旋翼尾跡快，這主要是由于上旋翼尾跡沉浸在下旋翼一定的下洗流之中，導致向下運動速度變快。從圖7(c)中可看出，上旋翼的渦尾跡達到下旋翼槳葉時已經收縮至r/R=0.80左右處。

3 雙旋翼干擾氣動力計算結果分析

3.1 周期性非定常氣動力分析

圖8(a)是總距角為8°時的上、下旋翼的拉力系數(shù)和旋翼總拉力系數(shù)隨方位角的變化曲線。圖8(b)是總距角為10°時上、下旋翼的扭矩系數(shù)和旋翼總扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線。為了和常規(guī)旋翼拉力進行比較，計算了兩種構型的常規(guī)旋翼，一種是2片槳葉的常規(guī)旋翼，另一種是4片槳葉的常規(guī)旋翼。常規(guī)旋翼槳葉外形及總距角等與共軸旋翼槳葉相同。

從圖8(a)中可以看出，共軸旋翼總拉力比同實度的四槳旋翼的總拉力大，下旋翼的拉力遠小于同實度的兩槳旋翼的拉力，上旋翼的拉力和同實度兩槳旋翼的拉力相近、平均值略低。下旋翼始終處于上旋翼強烈的下洗流之中，有效迎角減小，導致拉力小于上旋翼。和常規(guī)旋翼相比，懸停狀態(tài)下共軸旋翼的拉力和扭矩均呈現(xiàn)出明顯的非定常周期性變化，每個旋轉周期包含4個載荷周期。這與上、下旋翼反向旋轉一周過程中的相遇4次相對應。方位角分別為0°、90°、180°和270°時，上、下旋翼的槳葉正好處于相互平行位置，而在45°、135°、225°和315°時，上、下旋翼正好處于相互垂直位置。當上、下旋翼槳葉相互分開時，拉力均會逐漸上升，隨后迅速下降，且上旋翼拉力系數(shù)下降速度比下旋翼快。這是由共軸雙旋翼流場中“厚度效應”和“載荷效應”共同作用所造成的結果。

圖8 拉力和扭矩系數(shù)隨方位角的變化

Fig.8 Azimuth angle variation of thrust and torque coefficient

圖9 不同方位角處上槳葉下表面壓力系數(shù)云圖

Fig. 9 Pressure coefficient contours of bottom surface of upper blade at different azimuthal angles

觀察圖8(a)可知，在0°、90°、180°和270°這4個方位角附近時，上旋翼拉力系數(shù)突然減小，這主要是由“厚度效應”引起的現(xiàn)象。當接近0°、90°、180°和270°這4個方位角時，由于剖面翼型存在一定的厚度和迎角，上旋翼下表面和下旋翼上表面間距迅速減小，根據(jù)“文丘里效應”可知，上旋翼槳葉下表面和下旋翼上表面的靜壓會減小，結果將導致上旋翼拉力減小、下旋翼拉力增大。圖9給出了上、下旋翼槳葉相遇前后的上旋翼槳葉的下表面壓力系數(shù)Cp分布云圖?？梢悦黠@地看出，從83°方位角運動至93°方位角后，上旋翼槳葉尖部下表面靜壓變小，隨后在103°方位角處又基本恢復。

上、下旋翼之間相互的誘導影響也會對拉力產生作用。當上、下旋翼相互接近時，槳葉載荷引起的邊界環(huán)量會對另一槳葉產生一定的上洗流，抵消了上旋翼對下旋翼的下洗流影響，并且上洗流速度逐漸增大，從而增大了槳葉的有效迎角，拉力增大，而當上、下旋翼槳葉相互遠離時，邊界環(huán)量引起的上洗流逐漸演變?yōu)橄孪戳?，造成槳葉有效迎角減小，拉力減小。這就是文獻[12]中所述“載荷效應”對拉力的影響。

從拉力變化曲線中可看出，下旋翼處于上旋翼強烈的下洗流之中，受“載荷效應”影響較大，而上旋翼受“厚度效應”影響較大。

圖10 剖面拉力系數(shù)云圖

Fig. 10 Sectional thrust coefficient contours

圖10給出了該狀態(tài)下上、下旋翼各方位角不同剖面拉力系數(shù)分布云圖(dCT/dr)。圖11給出了上、下旋翼不同方位角處槳葉展向拉力系數(shù)分布曲線。從圖10中可以看出，上旋翼槳葉根部拉力在絕大多數(shù)方位角處變化緩慢，而在上、下槳葉相遇的方位角附近突然減小。結合圖11可以看出，上旋翼槳葉尖部拉力隨方位角變化劇烈，尤其是在上、下槳葉相遇位置。以90°方位角為例，此時上、下槳葉相遇，槳葉尖部r/R=0.8至r/R=1.0的區(qū)域在90°方位角拉力驟減，這是由于“厚度效應”。和上旋翼槳葉不同的是，下旋翼槳葉r/R=0.5至r/R=0.7的中段拉力變化較大。下旋翼槳葉始終處于上旋翼較強的下洗流之中，導致下旋翼槳葉有效迎角較小，同時上旋翼槳葉脫落的尾渦運動至下旋翼槳葉上，使得下旋翼槳葉內側拉力減小。

圖11 不同方位角處展向拉力系數(shù)分布

Fig. 11 Spanwise distribution of thrust coefficient at different azimuthal angles

圖12給出了計算得到的上、下旋翼旋轉平面的軸向誘導速度Vy分布的時均值與單獨旋翼(兩片槳葉)的誘導速度的比較(計算位置位于下旋翼平面下方0.1R處，Vy用槳尖速度ΩR進行無量綱化，其中Ω為槳葉旋轉速度)。從圖12中可以看出，下旋翼的下洗速度比上旋翼大得多，尤其是在下旋翼槳葉中段位置處的誘導速度。這是因為下旋翼處在上旋翼強烈的下洗流之中，與自身的誘導速度疊加之后便形成更加強烈的下洗流。而上旋翼靠近槳尖部分的軸向誘導速度和下旋翼的差別較小，這是因為上旋翼的下洗流向內收縮，導致下旋翼槳盤外部受上旋翼下洗流影響小。上旋翼的軸向誘導速度比單旋翼的略大，這主要是因為下旋翼同樣在上旋翼的槳盤處形成了一定的下洗流。

圖12 軸向誘導速度分布

Fig. 12 Distribution of axial induced velocities

3.2 總距角對氣動力的參數(shù)影響分析

計算了共軸旋翼總距角分別為4°、6°、8°、10°以及12°五個狀態(tài)下的氣動力。圖13給出了不同總距角時上旋翼和下旋翼拉力系數(shù)隨方位角的變化曲線。圖14給出了平均拉力系數(shù)和平均扭矩系數(shù)隨總距角的變化,其中θ表示旋翼總距角。從圖13和圖14可看出，拉力和扭矩均隨著總距角的增加而增大?？偩嘟窃酱螅砝团ぞ仉S著方位角的變化愈加劇烈。這表明總距角的增加使得上、下旋翼氣動力的非定常特性更加明顯。

觀察圖13(b)中90°方位角附近的下旋翼拉力系數(shù)變化趨勢可知，由于上文提到的下洗流影響，上、下槳葉相互接近時下旋翼的拉力系數(shù)會逐漸減小。但是，當總距角較小時，下旋翼的拉力系數(shù)在90°附近時會先減小，然后突然增大，接著又開始降低。這是因為總距角較小時，上旋翼的下洗流在此刻對下旋翼的影響較小，此時“厚度效應”占主導因素，導致下旋翼拉力突然增加。當總距角較大時，上旋翼強烈的下洗流引起的“載荷效應”則占據(jù)主導因素。

從圖14中可知，在上、下旋翼相同的總距角下，上旋翼的拉力和扭矩系數(shù)均大于下旋翼。由于上、下旋翼扭矩不相同，此時共軸旋翼系統(tǒng)不在平衡狀態(tài)。因此，在今后的研究當中，應當引入配平方法，使得共軸旋翼的總拉力和扭矩滿足設計要求。

圖13 不同總距角時上、下旋翼拉力系數(shù)隨方位角的變化

Fig. 13 Azimuth variation of thrust coefficient of upper and lower rotors with different collective angles

圖14 旋翼平均拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)隨總距角的變化

Fig. 14 Mean thrust coefficient and mean torque coefficient of rotor varying with collective angles

4 結 論

基于運動嵌套網格技術、雙時間方法等，建立了一套適合于模擬共軸剛性旋翼非定常流場的CFD方法，開展了懸停狀態(tài)下共軸剛性旋翼非定常干擾流場、氣動力的分析工作。

1) 數(shù)值驗證結果表明，本文建立了一套適合于懸停狀態(tài)下共軸剛性雙旋翼非定常干擾流場分析的計算流體力學方法。

2) 懸停狀態(tài)共軸雙旋翼流場中存在著嚴重的槳-渦干擾和渦-渦干擾現(xiàn)象。上旋翼槳葉的槳尖渦甚至會直接與下槳葉發(fā)生碰撞，導致下旋翼槳葉拉力損失，碰撞后的槳尖渦渦核運動軌跡發(fā)生改變、強度減弱；上旋翼槳葉的槳尖渦和下旋翼槳葉的槳尖渦相互干擾，對兩者的強度和軌跡也造成影響。

3) 上旋翼尾跡徑向收縮速度和下降速度均比下旋翼尾跡快，這是上、下旋翼渦尾跡相互運動干擾所致。上旋翼的槳尖渦受到下旋翼渦系的向內擠壓而導致收縮的速率變快，而下旋翼的槳尖渦受到了上旋翼渦系的向外排擠導致收縮的速率變慢；上旋翼尾跡沉浸在下旋翼一定的下洗流之中，導致上旋翼尾跡下降速度比下旋翼尾跡快。

4) 懸停狀態(tài)下，共軸剛性旋翼的拉力和扭矩隨方位角呈現(xiàn)周期性變化，每個旋轉周期包含N個載荷周期(N為共軸旋翼系統(tǒng)槳葉總片數(shù))。

5) 在相同的總距角下，由于上旋翼下洗流造成下旋翼槳葉有效迎角減小，上旋翼的拉力和扭矩均大于下旋翼。上、下旋翼槳葉相互靠近時，上旋翼拉力和下旋翼拉力均會上升，之后相互遠離時上、下旋翼拉力均會先下降再上升，且上旋翼拉力變化比下旋翼劇烈。

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朱正 男， 博士研究生。主要研究方向： 直升機旋翼氣動噪聲、計算流體力學、槳葉外形優(yōu)化及共軸高速直升機氣動布局優(yōu)化設計。

Tel: 025-84893753

E-mail: zhuzheng@nuaa.edu.cn

招啟軍 男， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 直升機空氣動力學、計算流體力學、氣動外形設計、氣動噪聲模擬與控制、主動流動控制及總體設計。

Tel: 025-84893753

E-mail: zhaoqijun@nuaa.edu.cn

李鵬 男， 博士研究生。主要研究方向： 旋翼計算流體力學、并行計算流體力學及傾轉旋翼機氣動布局設計。

Tel: 025-84893753

E-mail: lp1987@nuaa.edu.cn

Unsteady flow interaction mechanism of coaxial rigid rotors in hover

Received： 2015-01-04； Revised： 2015-02-21； Accepted： 2015-04-15； Published online： 2015-04-22 11:30

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150422.1130.003.html

Foundation items： National Natural Science Foundation of China (11272150)； Project Funded by the Priority Academic Development of Jiangsu Higher Education Institutions

*Corresponding author. Tel.： 025-84893753 E-mail: zhaoqijun@nuaa.edu.cn

ZHU Zheng, ZHAO Qijun*, LI Peng

NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonRotorcraftAeromechanics,NanjingUniversityofAeronautics

andAstronautics,Nanjing210016,China

A computational fluid dynamics (CFD) method based on moving-embedded grid technique is established to simulate the unsteady flow field of the coaxial rigid rotor in hover. In this solver, based on the highly-efficient moving-embedded grid technology, the simulation method is developed by solving the compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations with Baldwin-Lomax turbulence model and a dual-time method. Based upon the validation of the present CFD method, during the process of blade-vortex interaction in hover, close vortex-surface interactions and impingement phenomenon have been observed; at the same time, the interaction process among the vortexes shed from the upper blades and lower blades has been captured obviously, as a result, the evolution laws of position and strength of blade-tip vortex shed from different blades are obtained in detail. Furthermore, the periodic unsteady characteristics and variation trend of the aerodynamic forces of the upper rotor and lower rotor have been analyzed. The simulation results demonstrate that the upper blade vortices can impinge upon the lower blade, which causes the thrust loss of lower blade; the strength and positions of the vortexes shed from upper blades and lower blades could change due to the interaction; the forces on both the upper and lower rotors increase as the blades approach, then decrease and increase again as they move away.

coaxial rigid rotor; unsteady flow field; interaction mechanism; blade-tip vortex; computational fluid dynamics; hovering condition; moving-embedded grid

2015-01-04; 退修日期: 2015-02-21; 錄用日期: 2015-04-15； < class="emphasis_bold">網絡出版時間：

時間：2015-04-22 11:30

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150422.1130.003.html

國家自然科學基金 (11272150)； 江蘇高校優(yōu)勢學科建設工程資助項目

.Tel.： 025-84893753 E-mail: zhaoqijun@nuaa.edu.cn

朱正， 招啟軍， 李鵬． 懸停狀態(tài)共軸剛性雙旋翼非定常流動干擾機理[J]． 航空學報, 2016, 37(2): 567-578. ZHU Z, ZHAO Q J, LI P. Unsteady flow interaction mechanism of coaxial rigid rotors in hover[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 568-578.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0106

V211.3

： A

： 1000-6893(2016)02-0568-11

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