基于貼體嵌套網(wǎng)格技術(shù)的直升機(jī)涵道尾槳?dú)鈩犹匦訡FD分析.pdf

1、尾槳是常規(guī)布局直升機(jī)用于平衡旋翼反扭矩、保證直升機(jī)方向操縱性和穩(wěn)定性的主要?dú)鈩硬考?，其氣動特性對直升機(jī)的性能、飛行品質(zhì)、噪聲特性等具有重要影響，因此針對直升機(jī)尾槳?dú)鈩犹匦缘难芯恳恢笔侵鄙龣C(jī)空氣動力學(xué)研究的一個重點(diǎn)。本文建立了一套基于貼體運(yùn)動嵌套網(wǎng)格和雷諾平均N-S方程的直升機(jī)涵道尾槳流場及氣動特性分析的CFD方法，并采用多重網(wǎng)格方法提高涵道尾槳流場的數(shù)值模擬效率。在此基礎(chǔ)上，以RAH-66直升機(jī)的FANTAIL涵道尾槳為研究對象，對涵道

2、尾槳在懸停、前飛、側(cè)飛等多種飛行狀態(tài)下的氣動特性展開了分析研究，得出了一些有指導(dǎo)意義的結(jié)論。主要研究內(nèi)容如下：
　　第一章，簡要介紹了目前國內(nèi)外直升機(jī)涵道尾槳?dú)鈩犹匦匝芯康默F(xiàn)狀和本文的研究目的，闡述了采用貼體嵌套網(wǎng)格方法結(jié)合N-S方程開展涵道尾槳?dú)鈩犹匦匝芯康谋匾院椭匾饬x，并簡要給出了論文的內(nèi)容安排。
　　第二章，針對涵道尾槳的特殊構(gòu)型以及流場的特點(diǎn)，建立了基于橢圓方程（Poisson方程）的貼體網(wǎng)格生成方法，并采用源項(xiàng)

3、修正方法控制網(wǎng)格生成質(zhì)量。然后分別圍繞涵道壁和尾槳槳葉生成相應(yīng)的貼體網(wǎng)格。在此基礎(chǔ)上，以涵道壁網(wǎng)格為背景網(wǎng)格，建立了適用于涵道尾槳?dú)鈩犹匦苑治龅奈矘c涵道壁網(wǎng)格的運(yùn)動嵌套網(wǎng)格生成方法，并給出了實(shí)際計算網(wǎng)格以及嵌套網(wǎng)格中關(guān)鍵的貢獻(xiàn)單元搜索方法。
　　論文的第三章，以三維可壓湍流Navier-Stokes方程為流場求解主控方程，建立了一套適用于涵道尾槳?dú)鈩犹匦詳?shù)值分析的CFD方法，湍流模型選用Baldwin-Lomax模型，采用Jam

4、eson中心差分格式進(jìn)行空間離散，時間方向上采用雙時間步長法模擬非定常流動。為提高計算效率，本文發(fā)展了一套基于FAS（FullApproximationStorage）格式和V循環(huán)的適用于直升機(jī)旋翼以及涵道尾槳?dú)鈩犹匦苑治龅木酆鲜蕉嘀鼐W(wǎng)格法。
　　在第四章，以NACA0012翼型、ONERAM6機(jī)翼及CARADONNA-TUNG旋翼為研究對象，采用第二章發(fā)展的網(wǎng)格生成方法分別生成其空間網(wǎng)格，基于第三章的建立的流場求解方法開展了上述

5、二維、三維機(jī)翼及旋翼懸停時的流場及氣動特性計算，通過與試驗(yàn)結(jié)果的對比，驗(yàn)證了本文網(wǎng)格生成方法和基于湍流N-S方程的流場數(shù)值模擬方法的有效性；在NACA0012翼型算例驗(yàn)證基礎(chǔ)上，將第四章建立的多重網(wǎng)格方法應(yīng)用到翼型流場的數(shù)值計算中，計算結(jié)果表明多重網(wǎng)格方法能夠有效地加快CFD流場計算收斂速度。
　　論文的第五章，在第四章算例驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，開展FANTAIL涵道尾槳的氣動特性分析，分別針對懸停、側(cè)飛及前飛狀態(tài)下涵道尾槳的流場及氣動特