翼型非定常来流下复合运动动态失速仿真

翼型非定常来流下复合运动动态失速仿真

谢凯;Laith K.Abbas;陈东阳;杨富锋;芮筱亭

【摘要】针对直升机前飞时的动态失速问题,本文采用转捩修正的SST k-ω湍流模型和嵌套网格技术对雷诺数Re为3.92× 106时的直升机二维翼型SC1095进行数值仿真.以非定常来流条件下的纯俯仰运动为基础,对比分析了在耦合挥舞、摆振运动时,相位差、振幅对动态失速的影响;比较挥舞、摆振二者运动对于动态失速角的作用大小.结果表明:固定振幅条件下,挥舞和摆振运动相位差的增加会使动态失速角提前,升力系数峰值提高;固定相位角条件下,挥舞和摆振运动振幅的增加会使动态失速角延迟,升力系数峰值减小.挥舞运动对于非定常来流下俯仰运动翼型动态失速角的影响要大于摆振运动.本文计算方法和研究结果为翼型多自由度耦合运动下的动态失速行为预测提供参考.

【期刊名称】《哈尔滨工程大学学报》

【年(卷),期】2019(040)005

【总页数】7页(P865-871)

【关键词】直升机旋翼翼型;动态失速;计算流体力学;嵌套网格;俯仰运动;挥舞运动;摆振运动

【作者】谢凯;Laith K.Abbas;陈东阳;杨富锋;芮筱亭

【作者单位】南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094

【正文语种】中文

【中图分类】V211.3

动态失速是指翼型或机翼的非定常运动造成失速角明显超过其静态失速角的失速迟滞现象[1]。虽然动态失速能够增大升力峰值，但同时也造成了阻力、俯仰力矩的突增和气动中心失稳[2]，严重限制了直升机安全飞行包线，对直升机飞行安全造成严重危害。而对于前飞时的直升机，其旋翼所处的气动环境更加复杂，一方面桨叶会随方位角做周期性变距、挥舞、摆振的复合运动；另一方面由于旋转速度与前飞速度的叠加，桨叶周向来流速度会随方位角呈现出明显的非定常性[3]，这给直升机动态失速的预测增加了困难。二维翼型作为直升机旋翼的重要组成元素，其气动特性是旋翼气动分析的基础，因此对于直升机旋翼翼型动态失速的研究与预测具有十分重要的理论与现实价值。

对于翼型动态失速的预测主要有实验[4-5]、半经验模型[[6-7]和计算流体力学方法(computational fluid dynamics，CFD)。实验方法周期长、成本高；半经验模型使用具有一定局限性[8]、无法得到流场分布，涡结构形成过程。而动态失速与前缘失速涡的形成、发展、脱落紧密相关[9]，CFD能够捕捉到动态失速过程中涡的形成、发展、脱落与再附过程细节，是动态失速机理研究的重要手段。针对二维旋翼翼型动态失速，文献[10-13]进行了大量数值仿真研究：Gharali等[10]采用低雷诺数修正的SSTk-ω湍流模型模型对非定常来流速度下的俯仰NACA0012翼型进行了数值仿真，研究了来流速度的折合频率、振幅、相位差等参数对于动态失速的影响。吕坤等[14]应用动网格技术对定常来流下风力机NREL S809翼型进行了数值模拟，同时分析了挥舞、摆振及耦合运动对于风力机气动性能的影响。现有文献基本都是将非定常来流速度与复合运动分开进行研究讨论，而实际直升机前飞时，

翼型在遭受非定常来流的同时，是做周期性变迎角俯仰、上下挥舞和前后摆振复合运动的。本文拟通过带转捩修正的SSTk-ω湍流模型和基于嵌套网格技术的CFD 方法对其进行数值研究，分析非定常来流下，叠加在俯仰运动上的挥舞、摆振运动以及各个运动参数对于动态失速的影响。

1 非定常来流下复合运动动态失速的仿真模型

1.1 复合运动定义

本文采用直升机桨叶的二维截面翼型作为研究对象，忽略三维效应。对于铰接式直升机，其桨毂包括轴向、水平和垂直3个方向铰，如图1[15]所示。前飞时翼型在非定常来流速度下做俯仰、挥舞、摆振叠加的复合运动,各方向运动形式(示意图如图2)定义如下：

俯仰(变距)运动：前飞时，直升机桨盘向前倾斜，桨叶旋转360°，桨距随方位角改变呈周期性变化，桨距的改变造成了翼型迎角的周期性变化。二维翼型将1/4弦长处作为俯仰轴做简谐运动，其形式为：

α(t)=αmean+αampsin(2πft)

(1)

式中：αmean是平均迎角；αamp是俯仰运动振幅；f是运动频率。

非定常来流速度：由于直升机旋翼旋转速度和前飞速度的叠加，桨叶周向来流速度会随着方位角简谐变化，对于二维翼型来说其来流速度为：

U(t)=U∞+Uampsin(2πft+φ)

(2)

式中：U∞是来流平均速度；Uamp是来流速度振幅；φ是来流速度与俯仰运动的相位差。

图1 铰接式直升机桨叶示意Fig.1 Sketch of articulated helicopter blades

图2 各运动示意Fig.2 Sketch of each motion

挥舞运动：直升机前飞时，旋翼前行桨的相对来流速度大于后行桨，使得前行桨产生比后行桨更大的升力，造成了直升机两侧不平衡。为平衡两侧力矩，避免直升机翻滚，桨叶与桨毂采用了水平铰连接。前行桨拉力大，桨叶向上挥舞；后行桨拉力小，桨叶向下挥舞，随着方位角的改变造成了桨叶上下周期性挥舞运动。挥舞运动是气动力、惯性力和重力的耦合结果，为了便于研究挥舞方向运动对于翼型气动力的影响，文献[16]将挥舞运动也假设为与俯仰运动形式相同的简谐运动，下面的摆振运动也做相同假设。翼型的挥舞运动假设为：

y(t)=yampsin(2πft+φ)

(3)

式中：yamp是挥舞运动的振幅；φ是挥舞运动与俯仰运动的相位差。

摆振运动：直升机前飞时，桨叶的周期性挥舞造成了重心距旋翼轴的距离不断变化，从而引起了周期交变的科里奥利力，为避免科里奥利力造成的桨叶根部材料疲劳，通过垂直铰使得桨叶摆动一个角度，从而减小交变弯矩，这就造成了周期性前后运动的摆振运动。翼型摆振运动形式假设为：

x(t)=xampsin(2πft+γ)

(4)

式中：xamp是摆振运动的振幅；γ是摆振运动与俯仰运动相位差。

1.2 仿真设置与算例验证

嵌套网格允许不同区域的网格进行独立并行计算，并通过插值方式进行耦合，网格间允许交错、重叠进而极大地降低了整个流场区域网格设计和生成的难度以及工作量。因此，嵌套网格技术特别适合于复杂外形绕流和存在多体相对运动的流动问题[17]。使用ICEM CFD (ANSYS 18.0)生成结构网格。翼型采用O型网格，翼型周围设置340个节点，边界条件定义为无滑移壁面，第1层网格高度遵循y+≈1，

网格增长率为1.1。圆形流体域设为30倍弦长并作为前景网格，边界条件定义为