1、基于流固耦合的旋翼结构振动载荷计算基于流固耦合的旋翼结构振动载荷计算分析分析 余智豪 周云 宋彬 虞志浩 康建鹏 摘要：建立旋翼结构振动载荷的流固耦合分析方法，计算分析旋翼前飞状态下的结构振动载荷，其中旋翼动力学模型中采用大变形梁模型，旋翼气动模型采用 CFD 模型，利用多重滑移网格技术实现旋翼变距、旋转等运动，最后采取松耦合策略集成动力学、气动模型。在结构和气动模型分别验证的基础上，通过计算 SA349/2 直升机桨叶在前飞状态的挥舞、摆振剖面结构振动载荷并对比飞行实测数据，验证流固耦合计算方法的准确性，同时对比自由尾迹模型计算结果，证明在旋翼结构振动载荷计算当中引入 CFD 方法能有效提高
2、载荷计算的预估精度。关键词：振动载荷;直升机;旋翼;流固耦合;大变形 中图分类号：V214.3+3;V275+.1 文献标志码：A 文章编号：1004-4523（2020）02-0285-10 DOI：10.16385/ki.issn.1004-4523.2020.02.008 引言 旋翼结构振动载荷预估一直是直升机动力学研究设计的重难点之一，准确的预估载荷能有效缩短直升机研制周期。旋翼结构振动载荷的计算包含动力学、气动以及耦合求解三个方面，具有强耦合，非线性等特点。桨叶激波、动态失速以及反流区、桨涡干扰等现象决定了旋翼气动计算的困难性;挥/摆/扭以及三者相互耦合的运动又使得结构振动载荷计算更
3、加复杂。气动与结构二者相互耦合决定了旋翼结构振动载荷计算的复杂性。动力学模型从刚体模型已经发展到几何精确大变形梁模型;气动模型从动量理论发展至尾迹模型和 CFD 模型。尾迹模型中对气体作无黏假设，且目前针对载荷计算的气动弹性分析方法中气动模型多采用尾迹模型，同时在气弹数值迭代中采用简化的方法以求计算收敛，导致计算结果不能有效地体现出复杂的流场对结构载荷，尤其是结构载荷的高阶成分的影响。结合几何精确梁模型和自由尾迹模型建立旋翼气动弹性分析方法，在计算直升机前飞状态下的旋翼结构振动载荷中取得较好的精度，且幅值相位的精度均有所改善，但与真实值仍存在一定差距。采用流固耦合方法计算 UH-60A 前飞气
4、动载荷，气动载荷计算结果误差小，同时也表明耦合方法在提高结构振动载荷预估精度上有很大潜力。结合嵌套网格技术的 CFD 模型与基于中等变形梁理论的动力学模型建立适用于弹性桨叶旋翼的松耦合气动弹性分析方法，以 SA349/2旋翼和后掠桨尖外形的 UH-60A 旋翼飛行试验对比，结构振动载荷高阶谐波明显，载荷的精细成分得到体现。针对前飞气动干扰对结构振动载荷的影响问题，采用流固耦合方法研究表明，气动干扰对挥舞、摆振载荷的高频成分影响显著。为了准确预估旋翼结构振动载荷，应用高效的耦合策略结合高精度的动力学和气动模型，在理论计算中真实体现旋翼流场对结构振动载荷的影响。本文针对旋翼前飞状态下的结构振动载荷
5、问题，集成 CFD 气动模型和几何精确大变形梁理论的动力学模型，提出了一种旋翼气动弹性流固耦合的分析方法，并计算前飞状态下的 SA349/2 旋翼挥舞、摆振载荷，结合基于自由尾迹方法的载荷计算结果和飞行数据，表明桨涡干扰等复杂流场环境下剖面挥舞、摆振弯矩的高阶谐波载荷成分明显，同时验证了本文所提出的流固耦合分析方法能有效提高结构振动载荷预估精度。本文基于 Fluent 平台，结合非结构网格的几何灵活性和结构网格能很好地处理黏性问题等优点，对流场网格的划分采用混合网格，桨叶贴体网格以及桨叶周边采用结构网格划分且适当加密。而对远离桨叶的区域，为提高计算效率，采用非结构网格划分，并对于远场区网格进行
6、疏化处理。旋翼旋转、变距运动采用多重滑移网格实现，选择 SST 形式的 k-omega 湍流模型，并使用二阶迎风格式的速度与压力的耦合求解器。旋翼整体的流场网格划分如图 1 所示，流场整体计算域为高 80m，半径 30m 的圆柱，内部桨盘区域为半径 11m，高 5m 的原盘。流场整体网格为 480 万，内部桨盘网格为 390 万。1.2 旋翼结构动力学模型 第 5 步：在 CFD、CSD 模型中保持输人操纵值不变，重复第 2 步到第 4 步，直至CFD 计算的气动力不随迭代计算而发生改变，达到收敛状态，即认为 CSD 模块的气动力全部来自 CFD 模块的计算。针对旋翼结构振动载荷，采用一种结构
7、振动载荷混合计算方法，混合方法的示意图如图 3 所示。2 模型验证 2.1 气动模型验证 为验证本文气动力计算的正确性，选取模型旋翼作为验证算例。计算旋翼总距8，1750 和 2250r/min 两档转速下桨叶剖面处表面压力系数 Cp。模型旋翼总体参数如表 1 所示，其中 R 为桨叶半径。在转速 1750r/min、桨尖速度为 0.612Ma 状态和转速 2250r/min、桨尖速度为0.749Ma 状态下的计算结果如图 4 所示。从图 4 看出在两个状态下剖面压力系数计算值整体吻合试验值，且贴合度很高。在大转速条件下，在 0.89R 与 0.96R 剖面处上表面前缘出现明显低压区，产生激波。
8、总体看来计算结果符合试验现象。图 5（a）和（b）为流场两个平面的速度切片图，在悬停试验中，桨盘下存在收缩的下洗流。靠近桨尖处出现明显的上洗现象。图 5（c）为桨叶多个剖面处的速度分布图，靠近桨尖段出现激波效应以及气流分离效应。图 6 为流场仿真的涡量图，为提高计算效率，旋转区域的网格划分比较细密，远离旋转区域部分的网格逐渐稀疏，故在计算中桨尖涡只能保持 2 圈左右，继续远离桨盘区域，网格稀疏，桨尖涡有所耗散。流场数值仿真的整体效果非常好，桨盘附近区域尾迹明显且质量较高。该算例结果证明 CFD 方法有效。2.2 结构模型验证 为验证结构动力学模型的准确性，本节采用 XH-59A 全尺寸风洞试验进行桨叶模态频率的计算验证，具体结构参数可在文献11中查阅。本节主要计算验证桨叶低阶模态频率，图 7 结果显示较大的转速范围内桨叶模态频率的计算值与试验值吻合，尤其是一阶挥舞与一阶摆振结果，证明本文采用的旋翼动力学模型准确有效。
