直升机机身大角度气动特性计算与试验相关性研究

发布时间：2021-11-22 14:20

　　计算直升机大角度飞行状态的飞行性能、品质和载荷需要大迎角和大侧滑角的机身气动特性数据作为设计输入,在直升机研制过程中,这些数据通常采用风洞试验和CFD计算的方法来获得。为了研究上述两种方法得到的气动特性数据之间的相关性,采用CFD方法计算了3种不同构型的直升机机身大角度状态的气动特性,并与风洞试验结果进行了对比分析。分析结果表明,CFD计算得到的大角度状态气动特性结果变化趋势与风洞试验结果一致,两者的差值在部分迎角或侧滑角时比较大,而两者的比值基本不随迎角或侧滑角的变化而变化。研究结果可为大角度状态气动特性CFD计算结果修正和CFD计算方法在直升机研制中的应用提供参考。 

【文章来源】：飞行力学. 2020,38(04)北大核心CSCD

【文章页数】：6 页

【部分图文】：

气动布局示意图

CFD计算过程中,首先对风洞试验模型进行几何修理。计算模型采用全尺寸模型,包含部件也与风洞试验模型相同,计算过程中主桨毂为静止状态。之后对计算域进行网格划分,采用八叉树法将整个流体域划分为四面体非结构化网格,3种构型直升机计算模型的网格数量分别约为220万、102万和125万。以无人直升机算例样机为例,其网格划分如图2所示。采用雷诺平均方法对3种构型的直升机机身气动特性进行计算,在求解过程中采用S-A湍流模式,该湍流模式能很好地处理低雷诺数流动中粘性影响的边界层区域。该模型为一方程模型,增加的输运方程如下:

风洞试验和CFD方法获得的大迎角状态气动特性变化如图3所示。图中:“C-风洞”表示常规单旋翼直升机的风洞试验值;“C-计算”表示常规单旋翼直升机的CFD计算值;“W”表示无人直升机;“G”表示共轴式直升机;CD、CL和Cm分别为阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数。由图3可以看出,3种构型直升机的机身大迎角气动特性风洞试验值和CFD计算值变化趋势基本一致。CFD方法能够比较准确地计算出阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数的最大值出现位置。风洞试验和CFD方法得到的升力系数和俯仰力矩系数的斜率也基本相同。2.2 相关性分析


本文编号：3511869