9地面效应状态下旋翼流场的计算分析-辛冀(6).doc

第二十八届(2012)全国直升机年会论文地面效应状态下旋翼流场的计算分析辛冀李攀陈仁良(南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016)摘要：基于PIPC计算格式和而元法，对地而效应状态下旋矗流场建立了一套误差较小、收敛性较好的自 由尾迹计算模型通过对悬停时旋翼性能随高度变化趋势以及旋翼尾迹结构与试验值的对比，验证了该模 型的冇效性然后对彳j地效前飞状态下的旋翼流场进行了计算,涡线图和等涡量图显示，计算捕捉到的地 面涡与实验观察到的地面涡形态一致关键词：宜升机；旋-翼;H由尾迹；地面效应；面元法1引言地面效应(IGE)是直升机的重要飞行科目之一，在直升机起飞降落、武装直升机贴地机动、运 输直升机近地运载货物时均会出现准确预测近地飞行时的直升机旋翼流场对改善旋翼性能具有重 要意义但地面使旋翼流场产牛了许多新的、较为复杂的变化，相比于无地效状态，受地面涡影响, 有地效时的旋翼性能随飞行速度的变化趋势完全不同，对地面效应中的旋翼流场的实验和数值建模 研究也一直是直升机界研究的热点在实验方面，Light使用宽场阴影流动显示技术山，对IGE悬停状态卜的旋翼尾迹涡线位置进行 测量；Ganesh121用PIV技术，对IGE前飞状态卜的旋翼180度方位角截面上的桨尖涡位直进行流 动显示，测量了地面涡随前进比的运动趋势；Curtiss⑶在普林斯顿大学的移动滑轨上测量IGE前飞 时的旋翼性能，并用烟流法显示旋翼流场，首次提出该飞行状态下的旋翼流场可分为坏流 (recirculation)和地面涡(ground vortex)两种流动模式。

在理论建模方面，Kang141.叶靓⑸等人使用CFD方法捕捉IGE状态旋翼地面涡的位證，但是该 方法计算时间较长，不适合工程应用，且计算精度受限于固有的涡量数值耗散的彩响自由尾迹不 存在涡量数值耗散的问题，且计算时间较短，是目前较适合工程应川的旋翼流场求解方法早期的 研究如孙茂⑹在流场中加入一根预定涡线以模拟地面涡的作川，并使用镜像法模拟地面对流场的作 川Griffiths通过增加白由尾迹周数达到完全模拟地面涡的目的，并使用在地面布置涡板的面元法 模拟地面作川面元法去除了镜像法仅适川于模拟无限地面的特点，但己有工作反映出不合适的面 元布迸型式容易导致计算得到的尾迹出现“噪声”失真的现象⑺为推广模型的适川范围，本文使用较高周数尾迹涡丝的自由卷起来模拟地面涡，使用面元法模 拟地面的影响为尽量减小由于地面被离散而造成的尾迹“噪声”，本文去除了悬停飞行时常用的远 尾迹，并以梯形面元的坏式布置來模拟地面以据此构建的模型对IGE悬停和前飞状态卜•的旋翼性 能、旋翼尾迹结构进行了计算，并同实验值进行了对比、验证2计算模型2.1尾迹计算模型木文采用升力而闾方法对旋翼桨叶进行建模，桨叶附着涡环量根据表而控制点处不可穿透条件 解方程组求解。

为提高计算效率，将旋翼尾迹简化为仅保留桨尖涡线的模型，采用收敛性较好的PIPC格式〔9】对自由尾迹控制方程（1 ）进行离散迭代求解1)0；（妙,G |（妙,G 二 V/“（r（%，G，/）dy/ 8： Q对于悬停状态下的自由尾迹模型，因为尾迹截断会导致末周尾迹运动速度的计算误差较大，进 一步造成尾迹迭代不易收敛，一般通过在计算中加入远尾迹解决此问题山"但在冇地效状态下，末 端尾迹受地面干扰较强，截断误差较小，因而本文自由尾迹模型对悬停状态的计算中未使用远尾迹对于在迭代中落入地面下方的尾迹涡丝，本文釆用文献⑺中的“等比例修正法”对此时的非物理 尾迹进行整体压缩修正，使涡线重新处于地面上方，如图1所示地面0 1 2 r/Rx/R r/R图1 h = 0.5R高度旋翼修正前与修正后的尾迹涡线图2.2地面模型対地血作用的模拟采用在地血上布置均布源血元的方式进行，以面元形心作为其控制点血元 覆盖范围约为10倍旋翼半径针对正交排列的矩形血元会导致尾迹形状出现“噪声”失真⑺，本文将血元改为梯形并呈环式布置,基本上消除了上述数值问题两种网格和对应的尾迹形状対比如图2所示:图2地而上以两种方式分布的而元网格与英对应的尾迹结构对比在旋翼前飞时，以旋翼桨毂为朋标系原点，则可将地血环形网格中心的朋标取为:Sd=・ + 〃・Voo/可ytnid = ⑵Sid = -h式中匕•是旋翼诱导速度，可根据目标G值求出w3算例验证与分析本文分別以Light的IGE悬停实验和Curtiss的IGE前飞实验为算例同模型计算结果进行对比， 实验参数分別见文献［1］利［3］。

3.1 IGE悬停状态下的尾迹图3所示是高度h处于0.84R情况下的IGE悬停旋翼尾迹结构计算结果，图4所示是该高度下 的尾迹桨尖涡位置的轴向和径向位移计算结果同实验值的对比图图3高度h=0.84R时的IGE悬停状态下计算得到的旋翼桨尖涡结构示意图图4高度h=0.84R时计算得到的旋翼桨尖涡轴向和径向位置同实验值的对比由图3可见，IGE状态卜随寿命角增加，尾迹的径向位移不断增大，尾迹在地面附近呈堆积 型式，近地尾迹会略有卷起由图4可见，模型对尾迹位置的计算同实验值相符较好，证实了本文 所构建模型的精确性图5总跖不变时旋翼拉力随高度变化情况的计算值与实验值对比图5所示是计算得到的旋翼总距不变悄况下旋翼拉力随旋翼高度的变化情况与实验值的对比， 各高度旋嵬拉力丁在除以无地效拉力值7；示给出从图中可见，木文模型对旋翼拉力随高度的变化 趋势计算也较为准确图6所示是旋翼拉力系数固定在C7. = 0.008时，旋翼总需用功率，以及诱导功率和型阻功率随 旋翼高度的变化情况纵轴上的功率以该量在无地效时的值进行了无最纲化图6固定旋罠拉力系数C，=（）・（）（）8时旋翼诱导功率和型阻功率随高度的变化情况由图6可见，随旋翼高度的下降，旋翼总需用功率减小，而诱导功率发生了更大幅度的减小， 型阻功率则有较小的增加。

这是因为地血的出现导致旋翼诱导速度减小，但因此增大了旋翼各处的 翼型迎角，导致翼型阻力略有增大，型阻功率增大3.2 IGE前飞状态下的尾迹为了使用自由尾迹模拟得到桨尖涡的作用，本文选取有代表性的旋翼高度h=0.68R,前进比 // = 0.03的情况为算例所得自山尾迹结构如图7所示，相対应的等涡量图如图8所示•1.5 -1 -0.5 0 05x/R图7 IGE状态下高度h=0.68R> “ = 0.03时旋翼自由尾迹图桨尖涡形成区由图7可见，计算得到的尾迹结构中，近地的桨尖涡发生了卷起，形成了一个近地的涡虽:密集 区域由图8可见，地面附近确实出现了一个马蹄形的涡量集中区，这少实验中观察到的“马蹄形” 的地面涡相一致4小结综上，本文所建立的白由尾迹模型能够给出较为精确的尾迹形状，对地面效应造成的旋翼性能 变化能予以较为正确的反映能够捕捉到有地效前飞状态卜流场的“地面涡”形态，并最人程度地减 小时间空间离散带來的数值i吴差是一种适川面较广，计算精度较高，能反映有地效状态下旋翼流 场特点的旋翼空气动力学计算模型参考文献[1] Light J S. Tip vortex geometry of a hovering helicopter rotor in ground effect!J]. Journal of the American Helicopter Society, 1993, 38(2): 34-42.[2J Ganesh B, Komerath N. Study of ground vortex structure of rotorcraft in ground effect at low advance ratioslRJ. AIAA-2006-3475, 2006.[3] Curtiss H C, Erdman W, Sun M. Ground effect aerodynamics [J]. Vertica, 1987, 11(1): 29-42.[4] Kang N, Sun M・ Prediction of the flow field of a rotor in ground effect[J]・ Journal of the American Helicopter Society, 1997,42(2):195-198.15]叶靓，招启军，徐国华.基于非结构吹套网格方法的旋翼地而效应数值模拟[J].航空学报,2009, 30(5): 780-786. |61孙茂,Curtiss H C.近地低速匕行时旋翼尾涡系的畸变及其诱导速度[J].空气动力学学报,1989, 7(1): 35-42.[7] Griffiths D A. A study of multi-rotor interference and ground effect using a free-vortex wake model[D]. Uni versity ofMaryland, 2001.[8] 黄水林，李春华，徐国华.基于自由尾迹和升力面方法的双旋翼悬停气动干扰计算[J].空气动力学学报，2007, 25(3): 390-395.[9] Bagai A. Contributions to the mathematical modeling of rotor flow-fields using a pseudo-implicit free・wake analysis[D]. University of Maryland, 1995・110] Leishman J G Bhagwat M J, Bagai A. Free-vorlex filament methods for the analys。