考慮滑流效應(yīng)的靜氣動(dòng)彈性分析研究

引言

近年來(lái),電推進(jìn)技術(shù)在汽車(chē)、動(dòng)車(chē)等傳統(tǒng)運(yùn)輸工具領(lǐng)域得到了較為廣泛的應(yīng)用。而航空飛行器對(duì)輕量化、可靠性、能源能量密度、發(fā)動(dòng)機(jī)功率等要求較高,因此電推進(jìn)技術(shù)在航空領(lǐng)域的應(yīng)用仍處于探索階段[1]。目前,應(yīng)用于中小型飛行器的分布式螺旋槳推進(jìn)技術(shù)成為航空領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。此類(lèi)飛行器的機(jī)翼通常具有大展弦比、柔性大的特點(diǎn),靜氣彈變形較大,同時(shí)螺旋槳導(dǎo)致的滑流效應(yīng)引起機(jī)翼的氣動(dòng)載荷發(fā)生變化,氣動(dòng)彈性和滑流效應(yīng)的耦合更加復(fù)雜[2]。

針對(duì)柔性機(jī)翼的氣動(dòng)彈性問(wèn)題,徐敏等人發(fā)展了一種CFD/CSD松耦合方法,以M6機(jī)翼為研究對(duì)象,計(jì)算了馬赫數(shù)0.839 5、迎角5.06O狀態(tài)下的靜氣彈結(jié)構(gòu)響應(yīng)以及氣動(dòng)特性[3];謝長(zhǎng)川等人通過(guò)升力線方法求解機(jī)翼上的定常氣動(dòng)力,并結(jié)合有限元靜力學(xué)工具建立了一種螺旋槳機(jī)翼氣動(dòng)彈性問(wèn)題的快速求解方法[4];唐佳棟等人采用松耦合方法研究了螺旋槳旋轉(zhuǎn)引起的流場(chǎng)擾動(dòng)對(duì)機(jī)翼的影響[5]。

本文針對(duì)分布式螺旋槳機(jī)翼,采用CFD/CSD松耦合方法,在靜氣彈計(jì)算的基礎(chǔ)上,分析螺旋槳滑流效應(yīng)對(duì)機(jī)翼的影響。

1數(shù)值模擬方法

1.1激勵(lì)盤(pán)模型

針對(duì)螺旋槳滑流問(wèn)題的數(shù)值模擬采用激勵(lì)盤(pán)模型,在槳盤(pán)位置處通過(guò)一個(gè)無(wú)厚度的圓盤(pán)代替槳盤(pán)。激勵(lì)盤(pán)法能夠極大地降低網(wǎng)格生成難度及計(jì)算成本,在僅考慮定常狀態(tài)下的流場(chǎng)而不考慮槳尖引起的復(fù)雜流動(dòng)時(shí),能夠保證精度,同時(shí)減少計(jì)算量。

激勵(lì)盤(pán)上的載荷分布包括常數(shù)分布、線性分布和非線性分布等。本文采用Goldstein載荷分布的激勵(lì)盤(pán)法對(duì)滑流進(jìn)行模擬。為了驗(yàn)證該方法計(jì)算氣動(dòng)力的準(zhǔn)確性,以單螺旋槳PROWIM模型為例,采用自研軟件計(jì)算了馬赫數(shù)0.145、0O迎角下的展向升力系數(shù)。如圖1所示,可以發(fā)現(xiàn),機(jī)翼上下翼面的升力環(huán)量與試驗(yàn)值較為接近。

1.2氣動(dòng)結(jié)構(gòu)耦合分析流程

針對(duì)分布式螺旋槳機(jī)翼靜氣彈分析,搭建CFD/CSD松耦合計(jì)算流程。松耦合保持了CFD和CSD模塊的獨(dú)立性,只需通過(guò)數(shù)據(jù)插值技術(shù)增加氣動(dòng)力和位移的數(shù)據(jù)交換即可組成耦合系統(tǒng),從而降低計(jì)算復(fù)雜度。其基本流程如下:

1)根據(jù)初始?xì)鈩?dòng)網(wǎng)格和計(jì)算狀態(tài)在CFD求解器中計(jì)算流場(chǎng);

2)利用RBF插值方法將CFD計(jì)算得到的耦合界面上的氣動(dòng)力插值到CSD網(wǎng)格對(duì)應(yīng)的節(jié)點(diǎn)上;

3)通過(guò)有限元求解器計(jì)算施加氣動(dòng)力載荷后物面網(wǎng)格點(diǎn)上產(chǎn)生的節(jié)點(diǎn)位移;

4)比較第n步和n—1步有限元計(jì)算得到的節(jié)點(diǎn)最大位移變化量,若滿足位移收斂條件,則完成計(jì)算,未達(dá)到收斂標(biāo)準(zhǔn)則繼續(xù)迭代計(jì)算;

5)再次利用RBF插值將有限元網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的位移插值到氣動(dòng)網(wǎng)格上;

6)通過(guò)網(wǎng)格變形技術(shù)對(duì)流場(chǎng)域網(wǎng)格進(jìn)行更新,直到達(dá)到位移收斂標(biāo)準(zhǔn),則完成迭代。

本文CFD計(jì)算采用自研軟件,通過(guò)激勵(lì)盤(pán)法模擬螺旋槳。湍流模型選擇SA模型,空間離散格式選擇ROE格式。CSD計(jì)算基于開(kāi)源有限元求解器TACS進(jìn)行計(jì)算,通過(guò)RBF插值技術(shù)在耦合界面上進(jìn)行節(jié)點(diǎn)位移和氣動(dòng)力的交換。具體流程如圖2所示。

2計(jì)算模型

2.1幾何模型

本文的研究對(duì)象為分布式螺旋槳大展弦比機(jī)翼,機(jī)翼結(jié)構(gòu)為雙梁多肋型,翼型為NACA 63717,展長(zhǎng)5 m,展弦比15。機(jī)翼主要由前后梁、翼肋和蒙皮組成,槳盤(pán)中心距機(jī)翼前緣0.2 m,距離翼根分別為1.2、3.1、5 m。在計(jì)算中僅考慮機(jī)翼的變形,不考慮槳葉變形。

2.2 CFD計(jì)算模型

在CFD計(jì)算中,暫不考慮螺旋槳槳轂。首先采用pointwise生成粗、中、細(xì)三套非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。其中,中等網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為194萬(wàn),激勵(lì)盤(pán)網(wǎng)格數(shù)設(shè)置為徑向15個(gè)點(diǎn)、周向75個(gè)點(diǎn),網(wǎng)格示意圖如圖3所示。計(jì)算馬赫數(shù)0.233,采用定升力0.55計(jì)算,可以得到,網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)由91萬(wàn)增加到194萬(wàn)時(shí),阻力變化量較大,將網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)增加到292萬(wàn),得到的阻力變化量較小,基本達(dá)到計(jì)算精度要求。因此,選用網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為292萬(wàn)的網(wǎng)格進(jìn)行后續(xù)靜氣彈計(jì)算。

2.3 CSD計(jì)算模型

在有限元計(jì)算中,為了降低計(jì)算量,將實(shí)際結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化為由前后翼梁、翼肋和蒙皮組成的翼盒模型。翼根與機(jī)身為剛性連接,因此對(duì)翼根處的單元節(jié)點(diǎn)施加固定約束。有限元單元采用不同厚度的CTRIA3和CQUAD4單元進(jìn)行劃分,翼梁處單元厚度為14 mm,翼肋單元為3 mm,蒙皮單元為2 mm。

3結(jié)果及分析

針對(duì)螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向和轉(zhuǎn)速對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響,本文計(jì)算了0、2 548、4 548、6 548 r/min四種轉(zhuǎn)速下機(jī)翼的流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)變形。

3.1螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)C(jī)翼氣動(dòng)特性的影響

為了分析螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)C(jī)翼的影響,選擇第3組轉(zhuǎn)速,通過(guò)改變激勵(lì)盤(pán)的前進(jìn)比正負(fù),實(shí)現(xiàn)螺旋槳順時(shí)針和逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)。比較發(fā)現(xiàn),螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)C(jī)翼變形量影響不大,順時(shí)針旋轉(zhuǎn)時(shí),機(jī)翼的最大變形量為0.197 7 m,逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)時(shí),機(jī)翼最大變形量為0.197 0 m。圖4為順時(shí)針、逆時(shí)針和無(wú)滑流狀態(tài)下機(jī)翼升力環(huán)量,虛線為槳盤(pán)中心的位置。可以看出,順時(shí)針和逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)方向升力差別不大,因而變形量基本一致。對(duì)于阻力而言,順時(shí)針阻力系數(shù)為0.018 6,逆時(shí)針阻力系數(shù)為0.017 65,原因在于逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)時(shí),螺旋槳引起的氣流旋轉(zhuǎn)方向與翼尖渦方向相反,削弱了翼尖渦的強(qiáng)度,降低了機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力。從圖5三種情況下的壓力分布云圖可以得到,螺旋槳滑流引起后方的上翼面出現(xiàn)較大低壓區(qū),順時(shí)針旋轉(zhuǎn)時(shí),升力的峰值出現(xiàn)在螺旋槳后方靠近翼根的一側(cè),而逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)時(shí),升力峰值出現(xiàn)在螺旋槳后方靠近翼梢的一側(cè)。

3.2螺旋槳轉(zhuǎn)速對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響

為了分析螺旋槳轉(zhuǎn)速對(duì)機(jī)翼升阻力特性的影響,對(duì)轉(zhuǎn)速為0(無(wú)滑流)、2 548、4 548、6 548 r/min進(jìn)行靜氣彈計(jì)算。達(dá)到收斂條件后,得到不同轉(zhuǎn)速下的升阻力。隨著轉(zhuǎn)速的增大,升力和阻力的斜率逐漸增大,主要原因在于轉(zhuǎn)速越高,引起的滑流效應(yīng)越明顯,氣流經(jīng)過(guò)螺旋槳加速加旋后,增大了機(jī)翼的當(dāng)?shù)貧饬饔?影響壓力分布,尤其是螺旋槳后方的機(jī)翼,受到滑流影響更大。

圖6為四種轉(zhuǎn)速下機(jī)翼的升力環(huán)量,轉(zhuǎn)速增大時(shí),螺旋槳后方的升力明顯增大。值得注意的是,僅在靠近翼根的一側(cè)出現(xiàn)了較為明顯的升力峰值,而在螺旋槳2和螺旋槳3的位置并無(wú)明顯峰值。

為進(jìn)一步分析導(dǎo)致該現(xiàn)象的原因,選取轉(zhuǎn)速6 548 r/min,分別計(jì)算考慮靜氣彈變形與不考慮變形的升力。結(jié)果如圖7所示,沒(méi)有考慮變形下的升力環(huán)量,即視機(jī)翼為剛性;考慮變形的升力環(huán)量,即為柔性機(jī)翼?？梢钥闯?不考慮靜氣彈變形時(shí),在三個(gè)螺旋槳的后方均出現(xiàn)了明顯的升力峰值,而對(duì)于柔性機(jī)翼,僅在螺旋槳1處存在明顯的升力峰值,靠近翼尖位置處升力峰值消失。主要原因在于,螺旋槳1比較靠近翼根處,機(jī)翼剛度較大,變形小,機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)角較小,因而升力相較于無(wú)變形情況下有所降低,而螺旋槳2和螺旋槳3兩個(gè)螺旋槳靠近翼梢,機(jī)翼剛度較小,滑流引起的升力增量被翼梁、翼肋和蒙皮傳遞到機(jī)翼其他位置,因而升力峰值幾乎消失?？梢?jiàn),滑流效應(yīng)和靜氣彈變形存在緊密的耦合關(guān)系。

4結(jié)論

本文采用自研CFD軟件和開(kāi)源結(jié)構(gòu)求解器TACS搭建了CFD/CSD松耦合求解流程。針對(duì)分布式大展弦比機(jī)翼,通過(guò)激勵(lì)盤(pán)模型進(jìn)行滑流計(jì)算,研究了靜氣彈和滑流效應(yīng)耦合情況下,螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向和轉(zhuǎn)速對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性和變形的影響,主要結(jié)論如下:

1)螺旋槳順時(shí)針和逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的阻力由于翼尖渦的影響略有差異,而升力大小基本一致,因而機(jī)翼上的載荷較為接近,變形量基本相同。

2)隨著螺旋槳轉(zhuǎn)速的均勻增大,滑流效應(yīng)對(duì)機(jī)翼的影響更加明顯,機(jī)翼升阻力曲線的斜率更大;靠近翼根位置處,機(jī)翼剛度較大,存在明顯的升力峰值,翼梢位置處,機(jī)翼剛度較小,變形較大,升力峰值幾乎消失。因此,靜氣彈變形會(huì)對(duì)機(jī)翼的載荷分布產(chǎn)生一定影響。