一种直升机旋翼桨尖流动主动控制计算方法与流程

1.本发明涉及控制领域，具体涉及一种直升机旋翼桨尖流动主动控制计算方法。


背景技术：

2.桨-涡干扰是由旋转的桨叶与各桨尖涡线靠近相遇而形成的一种直升机旋翼所特有的干扰物理现象，当桨-涡干扰出现时，会伴随着强烈的bvi噪声，这种旋翼脉动噪声一旦出现，将会大幅度提高直升机的总体噪声水平，并且，该噪声具有很强的指向性，会对地面人员形成较严重的影响，因此，削弱旋翼桨-涡干扰是降低直升机噪声的有效途径。
3.等离子体控制旋翼，是在旋翼桨尖增加等离子体激励器装置，通过对等离子体装置的合理布局和射流有效控制，改善旋翼桨尖涡结构、强度、位置，削弱旋翼桨-涡干扰效应，降低旋翼桨-涡干扰噪声，从而达到旋翼降噪的效果，进而降低直升机噪声水平，是一种具有较大发展前景的旋翼主动降噪控制技术。
4.近年来等离子体技术与流动控制技术相结合产生的等离子体流动控制技术，由于其激励器结构简单、体积小、重量轻、响应快、控制方法简单等优点，得到广泛关注。由于直升机旋翼具有弹性形变，较强的离心力等特征，目前仅限于前沿探索研究。


技术实现要素：

5.本技术提供一种直升机旋翼桨尖等离子体射流流动主动控制计算方法。在旋翼流场的基础上通过在桨尖断面加载等离子体射流进行建模仿真计算，可以获得不同射流参数下不同涡龄角下桨尖涡结构、强度、涡核位置特性，获得等离子体射流参数对桨尖涡的影响机理。
6.技术方案：一种直升机旋翼桨尖流动主动控制计算方法，所述方法包括：
7.步骤1：在直升机旋翼的桨叶端面翼型中弧线，从前缘至60％c处，每间隔7.5％c，开射流孔，其中，c为旋翼弦长；
8.步骤2：在cfd的前处理过程中，对直升机旋翼进行网格划分，获得直升机旋翼网格；
9.步骤3：在cfd的前处理过程中，生成外流场计算域网格；
10.步骤4：在cfd的前处理过程中，设置边界条件，进行cfd计算，获得直升机旋翼基准流场；
11.步骤5：在直升机旋翼基准流场上，进行射流加载，通过调整射流参数，主动控制直升机旋翼桨尖涡的流动。
12.具体的，步骤2包括：
13.采用icemcfd进行直升机旋翼六面体网格划分。
14.具体的，步骤2还包括：
15.对直升机旋翼网格的射流孔，生成射流孔网格。
16.具体的，步骤4包括：
17.采用通用流体力学软件fluent，加载外流场计算域网格以及直升机旋翼网格组合成滑移网格系统，将外流场计算域网格和直升机旋翼网格的交接面设置为interface交互面条件，湍流模型采用k-ωsst模型，二阶迎风格式，物面为绝热壁面条件，无热交换，壁面采用无滑移边界条件。
18.具体的，步骤5包括：
19.步骤51：通过调整射流质量流量射流孔面积a、射流速度vn，利用公式和获得不同的射流系数c
μ
，其中，s为翼水平投影面积、ρ为射流空气密度、q
∞
为来流动压；
20.步骤52：通过调整射流系数，计算不同射流条件下的直升机旋翼桨尖涡流场。
21.具体的，步骤5还包括：
22.步骤53：通过调整射流偏角β，根据v
x
＝vnf(t)cosβ和vy＝vnf(t)sinβ，获得v
x
和vy，其中，v
x
为vn在桨叶端面法向的投影、vy为vn在桨叶端面切向的投影、vn为射流速度、f(t)为射流变化的时间历程函数；
23.步骤54：根据v
x
和vy，主动控制射流方向。
24.具体的，vn根据激励器产生的气流速度确定。
25.具体的，射流偏角为射流方向与桨叶端面的法向夹角。
26.综上所述，一种直升机旋翼桨尖流动主动控制计算方法，基于基准旋翼流场通过加载相应的射流条件，可以较为快速的获得旋翼流场收敛，得到不同射流条件下的不同涡龄角下桨尖涡的特性，进而可以判断桨尖涡与桨叶的干扰程度。
附图说明
27.图1是本发明涉及的旋翼模型外形图；
28.图2是本发明涉及的桨叶端面射流开孔位置图；
29.图3是本发明涉及的旋翼网格旋转区域网格块构造图；
30.图4是本发明涉及的桨叶表面网格图；
31.图5是本发明涉及的桨叶端面开孔网格图；
32.图6是本发明涉及的桨叶附面层网格图；
33.图7是本发明涉及的射流变化规律图；
34.图8是本发明涉及的桨叶端面射流加载图；
35.图9是本发明涉及的2号射流孔截面速度矢量图(vn＝0m/s)；
36.图10是本发明涉及的2号射流孔截面速度矢量图(vn＝100m/s)；
37.图11是本发明涉及的90
°
涡龄角截面涡量分布图(vn＝0m/s)；
38.图12是本发明涉及的90
°
涡龄角截面涡量分布图(vn＝100m/s)；
39.图13是本发明涉及的等直面涡量|ω|＝8的压力分布图(vn＝0m/s)；
40.图14是本发明涉及的等直面涡量|ω|＝8的压力分布图(vn＝100m/s)。
具体实施方式
41.本发明的技术方案是：一种直升机旋翼桨尖流动主动控制计算方法，包括旋翼桨尖射流的建模方法、旋翼流场等离子体射流计算方法、射流参数对桨尖涡的影响规律。
42.实施例一
43.本技术提供一种直升机旋翼桨尖流动主动控制计算方法，方法包括：
44.步骤1：在直升机旋翼的桨叶端面翼型中弧线，从前缘至60％c处，每间隔7.5％c，开射流孔，其中，c为旋翼弦长。
45.举例来说，基于常规矩形桨叶，在桨叶端面开射流孔，在端面中弧线隔7.5％c间距开孔,从前至60％c处开不同孔径(2mm、4mm、6mm)的射流孔，形成数模如图1、图2，c为旋翼弦长。
46.步骤2：在cfd的前处理过程中，对直升机旋翼进行网格划分，获得直升机旋翼网格。
47.具体的，步骤2包括：采用icemcfd进行直升机旋翼六面体网格划分。
48.实际应用中，旋翼旋转区域为径向1.5r，轴向-1r～0.5r的圆柱如图3。以桨叶分别进行o-o网格划分，桨叶表面进行附面层网格划分(第一层网格厚度10-5c)如图6，然后对桨叶表面网格控制节点进行等法向调节，其次调节前缘交接处网格间距使得网格质量高于0.15如图4；桨尖涡大小约为桨尖弦长c的1/10，二阶格式捕捉旋涡的要求是在旋涡截面两个方向上各布置10个网格点，因此在网格加密区域内网格间距定为0.01c如图5，同时由于悬停状态下桨尖涡向内收缩和向下游发展，将从翼尖外侧位置开始向内0.3r，向下1r范围进行网格，使得网格能捕捉到详细涡结构，桨叶周围网格为100(展向)
×
372(周向)
×
25(法向)，1514万网格单元，其中r为旋翼半径。
49.具体的，对直升机旋翼网格的射流孔，生成射流孔网格。
50.实际应用中，射流孔网格划分需分级划分，首先在形成的桨叶网格上分别对端面进行块切割，其次对相应的块对应的射流孔进行o网格划分，最后在各自射流孔内进行小孔径o网格的逐级划分，形成桨叶端面射流网格15(径向)
×
60(周向)
×
25(法向)。
51.步骤3：在cfd的前处理过程中，生成外流场计算域网格。
52.其中，外流场计算域网格为扣除旋翼旋转区域径向7.5r,轴向-10r～5r的圆柱，外流场计算域网格的网格分布规律与直升机旋翼网格分布规律一致，间距与直升机旋翼网格连续，820万网格单元。
53.步骤4：在cfd的前处理过程中，设置边界条件，进行cfd计算，获得直升机旋翼基准流场。
54.具体的，步骤4包括：采用通用流体力学软件fluent，加载外流场计算域网格以及直升机旋翼网格组合成滑移网格系统，将外流场计算域网格和直升机旋翼网格的交接面设置为interface交互面条件，湍流模型采用k-ωsst模型，二阶迎风格式，物面为绝热壁面条件，无热交换，壁面采用无滑移边界条件。
55.进行基准模型的计算，使涡量残差曲线收敛后，获得直升机基准旋翼流场。
56.步骤5：在直升机基准旋翼流场上，进行射流加载，通过调整射流参数，主动控制直升机旋翼桨尖涡的流动。
57.具体的，步骤5包括：
58.步骤51：通过调整射流质量流量射流孔面积a、射流速度vn，利用公式和获得不同的射流系数c
μ
，其中，s为翼水平投影面积、ρ为射流空气密度、q
∞
为来流动压；
59.步骤52：通过调整射流系数，计算不同射流条件下的直升机旋翼桨尖涡流场。实际应用中，在其稳定的基准旋翼流场的基础上加载桨尖射流，通过udf(用户自定义函数)加载射流边界如图7、图8。
60.进一步的，方法还包括：
61.步骤53：通过调整射流偏角β，根据v
x
＝vnf(t)cosβ和vy＝vnf(t)sinβ，获得v
x
和vy，其中，v
x
为vn在桨叶端面法向的投影、vy为vn在桨叶端面切向的投影、vn为射流速度、f(t)为射流变化的时间历程函数；
62.步骤54：根据v
x
和vy，主动控制射流方向。
63.具体的，vn根据激励器产生的气流速度确定。
64.具体的，射流偏角为射流方向与桨叶端面的法向夹角。
65.实施例二
66.进行机理验证，令桨尖速度v
tip
＝20m/s，总距角θ
0.7
＝13
°
，射流孔径r＝2mm，射流偏角β＝0，射流系数c
μ
＝0.063885，分别进行vn＝0m/s，定常射流vn＝100m/s的对比计算，其中v
tip
为桨叶旋转的桨尖线速度。
67.相同转速，基准旋翼，因桨尖上下表面压差，下表面压力大气流会向上表面压力小的地方流动形成桨尖涡向后脱出，加载射流后，射流穿插割裂当地的连续流动，减小形成桨尖涡的环量，把桨叶下表面气流向外推开，如图9、图10。
68.90
°
涡龄角下，基准旋翼桨尖最大涡量|ω|＝93.4，旋翼桨尖加载射流最大涡量|ω|＝75.8，加载射流后，射流产生的诱导涡使基准旋翼桨尖涡产生裂化，周围形成一些小的涡核，其中|ω|为桨尖涡的涡量值。如图11、图12。
69.等直面涡量|ω|＝8，基准旋翼桨尖形成涡环结构清晰光滑完整而且涡管行程长，旋翼桨尖加载射流后，桨尖涡环结构被分裂，涡强度减弱，位置变化，而且损耗严重，涡管行程短，如图13、图14。
70.综上所述，本技术提供一种直升机旋翼桨尖流动主动控制计算方法，通过对基准常规旋翼桨尖加载射流，可以对改变桨尖涡，通过不同参数的调整优化可以改善桨涡干扰。通过建立适于等离子体流动控制旋翼的气动分析方法，可以开展等离子控制参数对旋翼桨尖涡结构、强度、位置影响研究，获得等离子体射流参数对桨尖涡的影响机理。探索有效的、工程实用的直升机旋翼涡流场主动控制方法。