[发明专利]一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法

权利要求书

1.一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法，其特征在于：包括以下步骤：

1)根据常规直升机的构型参数，确定旋翼和尾桨的展弦比以及相对位置，从而建立用于旋翼/尾桨气动干扰数值模拟的计算模型；

2)生成相应的旋翼和尾桨网格；

3)分别在悬停状态、低速前飞状态、中速前飞状态和高速前飞状态下，针对底向前和底向后尾桨、高位和低位尾桨，对旋翼/尾桨干扰流场进行CFD计算；所述CFD计算包括以下步骤：

301)读入直升机计算参数、旋翼和尾桨桨叶贴体网格以及背景网格；

302)对直升机旋翼和尾桨桨叶网格以及背景网格进行前处理；

303)对旋翼和尾桨网格在背景网格中进行挖洞和贡献单元搜索，并将两者的嵌套关系进行储存；

304)进行流场初始化；

305)更新直升机旋翼和尾桨桨叶网格坐标；

306)更新直升机旋翼和尾桨桨叶网格和背景网格之间的嵌套关系；

307)进行Lynx直升机旋翼和尾桨桨叶网格上的流场计算，包括无粘通量、湍流模型、粘性通量计算以及LU-SGS隐式时间推进，并更新背景网格上对应的洞边界单元的流场信息；在旋翼/尾桨干扰流场计算中采用N-S方程作为主控方程：

式中，W为守恒变量，F(W)和G(W)分别表示无粘通量和粘性通量；Vol表示任意单元体，dVol表示单元体Vol的体积，表示Vol的边界，dS表示上的面元；

使用MUSCL格式对单元内流场变量进行重构，并采用低耗散的Roe格式进行空间离散，根据Roe格式，网格面上的无粘通量计算公式为：

F ( W ) i j = 1 2 [ F ( W R ) + F ( W L ) - | A R o e | i j ( W R - W L ) ] - - - ( 2 ) ]]>

式中，(·)_ij表示网格面ij上的值，R和L分别表示网格面的左右两侧；

选用Venkatakrishnan限制器：

其中，Δ_l,min＝W_min-W_i，Δ_l,max＝W_max-W_i，而W_min和W_max为单元体i及其所有相邻单元中最小和最大流体变量值；l²为与网格尺度有关的控制变量；Δ₂定义为单元体i的流体变量沿格心到面心矢量的方向梯度；

采用双时间法模拟干扰流场的非定常效应，引入伪时间，并对伪时间和物理时间导数分别进行差分处理，可得到：

Vom i ΔW i m + 1 Δ τ = - Vom i 3 W i m + 1 - 4 W i n + W i n - 1 2 Δ t - R i ( W i m ) - - - ( 4 ) ]]>

其中，m为伪时间步，n为物理时间步；Δτ为伪时间增量，Δt为物理时间增量；

在双时间法中的伪时间步引入LU-SGS隐式时间；无矩阵形式的LU-SGS格式，具体计算方法可分为两个步骤：

3071)向前扫略：

ΔW i * = D - 1 [ R i n - Σ j : j < i ( 1 2 ( ΔF j * - | λ i j | ΔW j * ) ΔS i j ) ] - - - ( 5 ) ]]>

3072)向后扫略：

ΔW i = ΔW i * - D - 1 Σ j : j > i ( 1 2 ( ΔF j - | λ i j | ΔW j ) ΔS i j ) - - - ( 6 ) ]]>

采用Spalart-Allmaras一方程模型作为湍流模型；

308)进行背景网格上的流场计算，并更新桨叶网格外边界的流场信息；

309)判断是否超过伪时间步数；若是，则进行下一步骤；若否，则返回步骤307)；

310)判断是否超过物理时间步数；若是，则进行下一步骤；若否，则返回步骤305)；

311)输出直升机旋翼和尾桨干扰流场信息、桨叶表面压力、剖面气动力；计算结束；

4)对比步骤3)中的计算结果，分析不同参数对旋翼/尾桨气动干扰的影响。