基于流固耦合的旋翼結構振動載荷計算分析

余智豪 周云 宋彬 虞志浩 康建鵬

摘要：建立旋翼結構振動載荷的流固耦合分析方法，計算分析旋翼前飛狀態(tài)下的結構振動載荷，其中旋翼動力學模型中采用大變形梁模型，旋翼氣動模型采用CFD模型，利用多重滑移網格技術實現旋翼變距、旋轉等運動，最后采取松耦合策略集成動力學、氣動模型。在結構和氣動模型分別驗證的基礎上，通過計算SA349/2直升機槳葉在前飛狀態(tài)的揮舞、擺振剖面結構振動載荷并對比飛行實測數據，驗證流固耦合計算方法的準確性，同時對比自由尾跡模型計算結果，證明在旋翼結構振動載荷計算當中引入CFD方法能有效提高載荷計算的預估精度。

關鍵詞：振動載荷;直升機;旋翼;流固耦合;大變形

中圖分類號：V214.3⁺3;V275⁺.1文獻標志碼：A 文章編號：1004-4523（2020）02-0285-10

DOI：10.16385/j.cnki.issn.1004-4523.2020.02.008

引言

旋翼結構振動載荷預估一直是直升機動力學研究設計的重難點之一，準確的預估載荷能有效縮短直升機研制周期。旋翼結構振動載荷的計算包含動力學、氣動以及耦合求解三個方面，具有強耦合，非線性等特點。槳葉激波、動態(tài)失速以及反流區(qū)、槳渦干擾等現象決定了旋翼氣動計算的困難性;揮/擺/扭以及三者相互耦合的運動又使得結構振動載荷計算更加復雜。氣動與結構二者相互耦合決定了旋翼結構振動載荷計算的復雜性。動力學模型從剛體模型已經發(fā)展到幾何精確大變形梁模型;氣動模型從動量理論發(fā)展至尾跡模型和CFD模型。尾跡模型中對氣體作無黏假設，且目前針對載荷計算的氣動彈性分析方法中氣動模型多采用尾跡模型，同時在氣彈數值迭代中采用簡化的方法以求計算收斂，導致計算結果不能有效地體現出復雜的流場對結構載荷，尤其是結構載荷的高階成分的影響。

結合幾何精確梁模型和自由尾跡模型建立旋翼氣動彈性分析方法，在計算直升機前飛狀態(tài)下的旋翼結構振動載荷中取得較好的精度，且幅值相位的精度均有所改善，但與真實值仍存在一定差距。采用流固耦合方法計算UH-60A前飛氣動載荷，氣動載荷計算結果誤差小，同時也表明耦合方法在提高結構振動載荷預估精度上有很大潛力。結合嵌套網格技術的CFD模型與基于中等變形梁理論的動力學模型建立適用于彈性槳葉旋翼的松耦合氣動彈性分析方法，以SA349/2旋翼和后掠槳尖外形的UH-60A旋翼飛行試驗對比，結構振動載荷高階諧波明顯，載荷的精細成分得到體現。針對前飛氣動干擾對結構振動載荷的影響問題，采用流固耦合方法研究表明，氣動干擾對揮舞、擺振載荷的高頻成分影響顯著。為了準確預估旋翼結構振動載荷，應用高效的耦合策略結合高精度的動力學和氣動模型，在理論計算中真實體現旋翼流場對結構振動載荷的影響。

本文針對旋翼前飛狀態(tài)下的結構振動載荷問題，集成CFD氣動模型和幾何精確大變形梁理論的動力學模型，提出了一種旋翼氣動彈性流固耦合的分析方法，并計算前飛狀態(tài)下的SA349/2旋翼揮舞、擺振載荷，結合基于自由尾跡方法的載荷計算結果和飛行數據，表明槳渦干擾等復雜流場環(huán)境下剖面揮舞、擺振彎矩的高階諧波載荷成分明顯，同時驗證了本文所提出的流固耦合分析方法能有效提高結構振動載荷預估精度。

本文基于Fluent平臺，結合非結構網格的幾何靈活性和結構網格能很好地處理黏性問題等優(yōu)點，對流場網格的劃分采用混合網格，槳葉貼體網格以及槳葉周邊采用結構網格劃分且適當加密。而對遠離槳葉的區(qū)域，為提高計算效率，采用非結構網格劃分，并對于遠場區(qū)網格進行疏化處理。旋翼旋轉、變距運動采用多重滑移網格實現，選擇SST形式的k-omega湍流模型，并使用二階迎風格式的速度與壓力的耦合求解器。旋翼整體的流場網格劃分如圖1所示，流場整體計算域為高80m，半徑30m的圓柱，內部槳盤區(qū)域為半徑11m，高5m的原盤。流場整體網格為480萬，內部槳盤網格為390萬。

1.2旋翼結構動力學模型

第5步：在CFD、CSD模型中保持輸人操縱值不變，重復第2步到第4步，直至CFD計算的氣動力不隨迭代計算而發(fā)生改變，達到收斂狀態(tài)，即認為CSD模塊的氣動力全部來自CFD模塊的計算。

針對旋翼結構振動載荷，采用一種結構振動載荷混合計算方法，混合方法的示意圖如圖3所示。

2模型驗證

2.1氣動模型驗證

為驗證本文氣動力計算的正確性，選取模型旋翼作為驗證算例。計算旋翼總距8°，1750和2250r/min兩檔轉速下槳葉剖面處表面壓力系數Cp。模型旋翼總體參數如表1所示，其中R為槳葉半徑。

在轉速1750r/min、槳尖速度為0.612Ma狀態(tài)和轉速2250r/min、槳尖速度為0.749Ma狀態(tài)下的計算結果如圖4所示。

從圖4看出在兩個狀態(tài)下剖面壓力系數計算值整體吻合試驗值，且貼合度很高。在大轉速條件下，在0.89R與0.96R剖面處上表面前緣出現明顯低壓區(qū)，產生激波。總體看來計算結果符合試驗現象。

圖5（a）和（b）為流場兩個平面的速度切片圖，在懸停試驗中，槳盤下存在收縮的下洗流。靠近槳尖處出現明顯的上洗現象。圖5（c）為槳葉多個剖面處的速度分布圖，靠近槳尖段出現激波效應以及氣流分離效應。

圖6為流場仿真的渦量圖，為提高計算效率，旋轉區(qū)域的網格劃分比較細密，遠離旋轉區(qū)域部分的網格逐漸稀疏，故在計算中槳尖渦只能保持2圈左右，繼續(xù)遠離槳盤區(qū)域，網格稀疏，槳尖渦有所耗散。流場數值仿真的整體效果非常好，槳盤附近區(qū)域尾跡明顯且質量較高。該算例結果證明CFD方法有效。

2.2結構模型驗證

為驗證結構動力學模型的準確性，本節(jié)采用XH-59A全尺寸風洞試驗進行槳葉模態(tài)頻率的計算驗證，具體結構參數可在文獻[11]中查閱。

本節(jié)主要計算驗證槳葉低階模態(tài)頻率，圖7結果顯示較大的轉速范圍內槳葉模態(tài)頻率的計算值與試驗值吻合，尤其是一階揮舞與一階擺振結果，證明本文采用的旋翼動力學模型準確有效。