基于改进混合涡粒子法的倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰研究

doi:10.7527/S1000-6893.2024.31040

流体力学与飞行力学

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基于改进混合涡粒子法的倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰研究

杨一凡, 王潇()

南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室，南京 210016

收稿日期:2024-08-05 修回日期:2024-09-04 接受日期:2024-10-24 出版日期:2024-10-30 发布日期:2024-10-29
通讯作者: 王潇 E-mail:x.wang@nuaa.edu.cn
基金资助:
国家级项目(XYZX040401);国家自然科学基金(12272169);跨域飞行交叉技术实验室(2024-KF03001)

Enhanced hybrid vortex particle method for aerodynamic analysis of tiltrotor rotor/wing interactions

Yifan YANG, Xiao WANG()

National Key Laboratory of Helicopter Aeromechanics，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China

Received:2024-08-05 Revised:2024-09-04 Accepted:2024-10-24 Online:2024-10-30 Published:2024-10-29
Contact: Xiao WANG E-mail:x.wang@nuaa.edu.cn
Supported by:
National Level Project(XYZX040401);National Natural Science Foundation of China(12272169);Key Laboratory of Cross-Domain Flight Interdisciplinary Technology(2024-KF03001)

摘要/Abstract

摘要：

针对倾转旋翼机悬停、前飞和过渡模式旋翼/机翼的气动干扰特性，根据Neumann边界条件和Hess等效原则提出了一种快速分析旋翼/机翼气动干扰的改进混合涡粒子方法。通过引入单面元-多涡粒子转换和涡粒子自适应数量控制策略，实现了自适应涡粒子数量，进一步优化了计算效率。与旋翼风洞试验数据进行了对比，表明自适应数量混合涡粒子方法相较于传统黏性涡粒子方法可以在提高计算效率的同时得到与试验数据吻合良好的计算结果。随后开展旋翼/机翼气动干扰模型在悬停和过渡模式下的流场分析和数值模拟，探讨了旋翼/机翼气动干扰的影响。结果表明：旋翼/机翼气动干扰模型悬停时机翼阻塞下洗流，虽对旋翼有轻微的增升作用但机翼承受了更大的向下载荷，严重影响了旋翼/机翼模型的有效载荷；随着总距增加，机翼向下载荷引起的升力损失逐渐减小。直升机模式向飞机模式转换过程中，旋翼尾迹使机翼升力在倾转初期有明显损失，中期有明显提升，末期几乎无影响；机翼会改变旋翼的部分尾迹结构，但对旋翼性能影响较小。飞机模式前飞时，旋翼/机翼气动干扰较弱，但仍可观测到机翼的升阻比有所下降。这些发现将为倾转旋翼机气动弹性稳定性分析、高保真度飞行力学模型建立和性能优化提供有利支撑。

关键词: 混合涡粒子方法, 气动干扰, 倾转旋翼机, 过渡模式, 机翼

Abstract:

Aiming to elucidate the complex aerodynamic interactions between rotor and wing during hovering， forward flight， and transition modes of tiltrotor aircraft， an enhanced hybrid vortex particle method is developed. This method leverages Neumann boundary conditions and Hess equivalence principle for efficient computational analysis. By incorporating a single panel-multi vortex particles conversion and adaptive vortex particle quantity control， the adaptive adjustment of vortex particle quantity is achieved， further optimizing the computational efficiency.Validation against wind tunnel data demonstrates precision and efficiency of the method compared to traditional viscoelastic vortex particle methods. Subsequent numerical simulations and flow field analysis of the rotor/wing model unveil intricate aerodynamic interactions. In hovering mode， while the wing’s blocked downwash slightly enhances rotor lift， the dominant negative lift due to significant wing download adversely impacts overall load-carrying capacity. Increasing collective pitch mitigates this lift loss. During transition， the rotor wake initially induces substantial lift loss on the wing， followed by a notable increase and negligible influence in later phases. The wings alter structure of the rotor wake， but the effect on rotor performance is minimal. In forward flight， rotor/wing aerodynamic interactions is weak， albeit with a reduced lift-to-drag ratio. These findings provide valuable insights into the aerodynamic complexities of tiltrotor aircraft， contributing to the development of aeroelastic stability analysis， high-fidelity flight dynamics model development and performance optimization.

Key words: hybrid vortex particle method, aerodynamic interactions, tiltrotor aircraft, transition mode, wing

中图分类号:

V211.52

杨一凡, 王潇. 基于改进混合涡粒子法的倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰研究[J]. 航空学报, 2025, 46(7): 131040.

Yifan YANG, Xiao WANG. Enhanced hybrid vortex particle method for aerodynamic analysis of tiltrotor rotor/wing interactions[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(7): 131040.

图/表 30

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

物理参数	数值	气体流动参数	数值
总距角/（°）	8	密度/（kg·m^-3）	1.238 9
展弦比	6	环境压强/Pa	103 027
转速/（r·min^-1）	1 250	桨尖速度马赫数	0.439

面元离散尺度（弦向×展向）	方法	拉力系数	误差/%	时间/s
30×10	传统方法	0.005 34	16.3	610
30×20	传统方法	0.005 03	9.5	970
30×30	传统方法	0.004 89	6.6	1 550
30×40	传统方法	0.004 85	5.7	2 110
30×50	传统方法	0.004 82	5.0	3 200
30×60	传统方法	0.004 75	3.5	4 320
30×70	传统方法	0.004 73	3.0	6 060
30×30	改进方法	0.004 77	3.9	1 740

旋翼参数	数值	机翼参数	数值
半径/m	3.81	弦长/m	1.76
桨根弦长/m	0.63	翼展/m	4.08
桨尖弦长/m	0.41	后掠角/（°）	-6
桨盘实度	0.114	上反角/（°）	6
面积/m²	45.6	面积/m²	7.73

倾转角β/（°）	指示短舱角i/（°）	总距角θ/（°）	速度/（km·h^-1）	转速/（r·min^-1）	前进比
0	90	7.7	50	580	0.072
10	80	6.2	107	580	0.128
30	60	9.4	151	580	0.183
38	52	11.0	156	580	0.186
45	45	12.6	162	580	0.195
60	30	15.7	174	580	0.208
75	15	18.4	187	580	0.225
90	0	20.5	203	580	0.245

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Enhanced hybrid vortex particle method for aerodynamic analysis of tiltrotor rotor/wing interactions

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