發(fā)布時間：2018-04-29 17:14

  本文選題：傾轉(zhuǎn)旋翼機 + 非定常干擾特性��； 參考：《南京航空航天大學》2016年碩士論文

【摘要】：傾轉(zhuǎn)旋翼機具有比常規(guī)直升機高得多的前飛速度和續(xù)航能力,又具有常規(guī)固定翼飛機所不具備的垂直起降和懸停能力,能滿足多種飛行任務(wù)的需要,因此近年來無論在軍用或民用方面對傾轉(zhuǎn)旋翼機的需求越來越大。然而,作為介于直升機和固定翼之間的一種機型,傾轉(zhuǎn)旋翼機具有比兩者更為復(fù)雜的氣動干擾現(xiàn)象,嚴重影響了傾轉(zhuǎn)旋翼機的氣動性能。因此,開展傾轉(zhuǎn)旋翼機復(fù)雜氣動干擾的分析及氣動優(yōu)化設(shè)計的研究具有重要的理論和實際意義。本文基于非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格系統(tǒng),提出并建立了用于傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動干擾特性分析的非定常動量源方法,并應(yīng)用建立的數(shù)值模擬方法分別開展傾轉(zhuǎn)旋翼機多狀態(tài)氣動干擾流場分析、傾轉(zhuǎn)旋翼機結(jié)構(gòu)/氣動參數(shù)的影響特性分析、傾轉(zhuǎn)旋翼機多狀態(tài)氣動優(yōu)化設(shè)計。主要研究工作包括以下幾個方面:第一章,針對傾轉(zhuǎn)旋翼機復(fù)雜的氣動干擾問題,分析了國內(nèi)外在傾轉(zhuǎn)旋翼機流場數(shù)值模擬方法、動量源方法以及傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動外形優(yōu)化設(shè)計研究方面的技術(shù)現(xiàn)狀及難點,并指出了采用耦合新型非定常動量源模型的數(shù)值模擬方法對傾轉(zhuǎn)旋翼機非定常流場及氣動特性數(shù)值模擬的必要性和重要意義。第二章,為了充分捕捉附面層內(nèi)粘性流動對傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動特性的影響,同時考慮多種飛行狀態(tài)特點,構(gòu)建了底層三棱柱網(wǎng)格—外層四面體網(wǎng)格相結(jié)合的非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格系統(tǒng)。為了滿足非定常動量源計算的需要,將非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格、二維翼型網(wǎng)格和笛卡爾搜索網(wǎng)格相耦合,建立了一套傾轉(zhuǎn)旋翼機干擾流場數(shù)值模擬的網(wǎng)格生成方法,并給出了多種網(wǎng)格生成結(jié)果。第三章,在建立的網(wǎng)格生成方法的基礎(chǔ)上,構(gòu)建了適用于不同飛行狀態(tài)下傾轉(zhuǎn)旋翼機非定常流場數(shù)值模擬方法。為了兼顧傾轉(zhuǎn)旋翼機干擾流場的模擬精度和效率,首先,提出了一種介于貼體CFD方法與傳統(tǒng)動量源方法之間的非定常動量源方法;然后,將Navier-Stokes方程作為控制方程,湍流模型選取了一方程S-A模型,采用了雙時間推進方法;并引入OpenMP并行加速技術(shù)。在此基礎(chǔ)上,通過不同模型旋翼流場的算例計算,驗證了本文方法的有效性,同時對比反映了非定常動量源方法具有較好的計算精度和效率。第四章,為了揭示傾轉(zhuǎn)旋翼機的非定常氣動干擾現(xiàn)象,在上述分析方法基礎(chǔ)上,對懸停、前飛(直升機模式、飛機模式)以及過渡狀態(tài)下傾轉(zhuǎn)旋翼機的全機氣動干擾流場進行了模擬。細致分析了懸停狀態(tài)下傾轉(zhuǎn)旋翼機特有的“噴泉效應(yīng)”、不同前飛模式下干擾程度和方式的差別以及不同過渡狀態(tài)下的傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動特性變化特征等,獲得了多狀態(tài)下傾轉(zhuǎn)旋翼機非定常干擾流場的特性。第五章,為了獲得不同結(jié)構(gòu)/氣動參數(shù)對傾轉(zhuǎn)旋翼機干擾流場的影響特性,針對不同飛行狀態(tài),分別開展了旋翼/機翼間距、機翼襟翼角、旋翼轉(zhuǎn)向及尾翼構(gòu)型對全機流場的干擾影響,獲得了相應(yīng)的參數(shù)影響規(guī)律。并進一步分析了各部件對機翼的氣動干擾方式和程度,為進行傾轉(zhuǎn)旋翼機多目標、多狀態(tài)的氣動優(yōu)化打下了基礎(chǔ)。第六章,將CFD方法和代理模型方法相結(jié)合,建立了一套適用于傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動外形綜合優(yōu)化的高效優(yōu)化設(shè)計方法。為了提高傾轉(zhuǎn)旋翼機的運輸性能,以降低干擾狀態(tài)下懸停狀態(tài)的機身增重和前飛狀態(tài)下的阻力為優(yōu)化目標,選取機翼后掠角、翼型配置等作為設(shè)計參數(shù),對懸停、前飛狀態(tài)下的傾轉(zhuǎn)旋翼機進行了綜合優(yōu)化設(shè)計,獲得了傾轉(zhuǎn)旋翼機先進氣動外形的設(shè)計結(jié)果。
[Abstract]:The tiltilla has a much higher speed and endurance than the conventional helicopter. It also has the vertical landing and hovering capacity that the conventional fixed wing aircraft does not have, and can meet the needs of various flight tasks. Therefore, in recent years, the demand for the tilting rotor is increasing both in military and civil aspects. A type of aircraft between the aircraft and the fixed wing, the tilting rotor has more complex aerodynamic interference than both, seriously affecting the aerodynamic performance of the tilting rotor. Therefore, it is of great theoretical and practical significance to carry out the analysis of the complex aerodynamic interference and the aerodynamic optimization design of the tilterer. The non steady momentum source method for the aerodynamic interference characteristic analysis of the tilting rotor machine is proposed and established. The numerical simulation method is used to analyze the multi state aerodynamic interference flow field of the tilting rotor machine, the influence characteristic analysis of the structure / aerodynamic parameters of the tilting rotor machine, and the multi state aerodynamic optimization design of the tilting rotor machine. The main research work includes the following aspects: in the first chapter, in view of the complicated aerodynamic interference of the tilting rotor machine, the numerical simulation method of the flow field of the tilting rotor machine, the momentum source method and the aerodynamic configuration optimization design of the tilting rotor machine are analyzed. The numerical simulation of the momentum source model is necessary and important for the unsteady flow field and aerodynamic characteristics of the tilting rotor machine. In the second chapter, in order to fully capture the influence of the viscous flow in the surface layer on the aerodynamic characteristics of the tilterer, and considering the special points of a variety of flight States, the bottom three prism grid and the outer layer are constructed. In order to meet the needs of the unsteady momentum source calculation, the unstructured hybrid grid, the two-dimensional airfoil grid and the Descartes search grid are coupled to meet the needs of the unsteady momentum source calculation. A set of grid generation methods for the numerical simulation of the disturbance flow field of the tilting rotor machine is established, and the results of various grid generation are given. Third chapters, On the basis of the established grid generation method, a numerical simulation method for the unsteady flow field of the tilting rotor machine for different flight states is constructed. In order to give consideration to the simulation accuracy and efficiency of the interfering flow field of the tilting rotor, a non constant momentum source method between the body fitted CFD method and the traditional dynamic source method is proposed. The Navier-Stokes equation is used as the control equation, the turbulence model selects a equation S-A model, adopts the double time propulsion method, and introduces the OpenMP parallel acceleration technique. On this basis, the effectiveness of the method is verified by calculating the flow field of different models of the rotor, and the comparison reflects that the non steady momentum source method has a comparison. Good calculation accuracy and efficiency. In the fourth chapter, in order to reveal the unsteady aerodynamic interference of the tilting rotor machine, on the basis of the above analysis method, the whole aerodynamic disturbance flow field of the hovering, forward flight (helicopter mode, aircraft mode) and the transition state lower tilting rotor is simulated. The hovering rotor machine is carefully analyzed. The special "fountain effect", the difference of the interference degree and mode in the forward flight mode and the characteristics of the aerodynamic characteristics of the tilting rotor machine under different transition states, the characteristics of the unsteady disturbance flow field of the multi state tilting rotor machine are obtained. In the fifth chapter, the interference flow field of the tilting rotor machine with different structure / aerodynamic parameters is obtained. The influence of the rotor / wing spacing, the wing flap angle, the wing steering and the tail wing configuration on the whole flow field is carried out in different flight conditions, and the corresponding parameter influence rules are obtained. Furthermore, the aerodynamic interference mode and degree of each component to the wing are further analyzed, in order to carry out the multi state of the tilting rotor machine and multi state. The sixth chapter, combining the CFD method with the agent model method, establishes a set of efficient optimization design method for the comprehensive optimization of the aerodynamic shape of the tilting rotor machine. In order to improve the transport performance of the tilting rotor machine, the weight gain and the resistance in the forward flight state of the hovering state are reduced. To optimize the target, select the wing sweep angle and the airfoil configuration as the design parameters, the optimization design of the tilting rotor in the hovering and forward flight is carried out, and the design results of the advanced aerodynamic shape of the tilting rotor are obtained.

【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：V211.52

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本文編號：1820842