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基于流固耦合的旋翼结构振动载荷计算分析
余智豪 周云 宋彬 虞志浩 康建鹏 摘要:建立旋翼结构振动载荷的流固耦合分析方法,计算分析旋翼前飞状态下的结构振动载荷,其中旋翼动力学模型中采用大变形梁模型,旋翼气动模型采用CFD模型,利果如图4所示。
从图4看出在两个状态下剖面压力系数计算值整体吻合试验值,且贴合度很高。在大转速条件下,,产生激波。总体看来计算结果符合试验现象。
图5(a)和(b)为流场两个平面的速度切片图,在悬停试验中,桨盘下存在收缩的下洗流。靠近桨尖处出现明显的上洗现象。图5(c)为桨叶多个剖面处的速度分布图,靠近桨尖段出现激波效应以及气流分离效应。
图6为流场仿真的涡量图,为提高计算效率,旋转区域的网格划分比较细密,远离旋转区域部分的网格逐渐稀疏,故在计算中桨尖涡只能保持2圈左右,继续远离桨盘区域,网格稀疏,桨尖涡有所耗散。流场数值仿真的整体效果非常好,桨盘附近区域尾迹明显且质量较高。该算例结果证明CFD方法有效。

为验证结构动力学模型的准确性,本节采用XH-59A全尺寸风洞试验进行桨叶模态频率的计算验证,具体结构参数可在文献[11]中查阅。
本节主要计算验证桨叶低阶模态频率,图7结果显示较大的转速范围内桨叶模态频率的计算值与试验值吻合,尤其是一阶挥舞与一阶摆振结果,证明本文采用的旋翼动力学模型准确有效。 3旋翼结构振动载荷计算验证

在模型计算验证的基础上,对本文建立的耦合气动弹性方法进行验证,针对直升机实际前飞状态下的旋翼结构振动载荷开展计算,选取文献[12]中的SA349/2直升机中小前进比飞行状态,最后结合实测数据以及基于自由尾迹模型计算的结果进行对比。旋翼总体参数如表2所示,飞行状态的操纵数据如表3,4所示。将计算出的挥舞、摆振结果进行傅里叶分解并提取各阶谐波载荷模量Ai,表达式如下

在中小前进比下桨涡干扰对气动载荷影响较大。从图8结果中看出,桨盘0-90°方位角附近的诱导速度偏大,桨涡干扰作用明显,进而加剧诱导速度的不均匀性。图9为当前飞行状态下的旋翼涡量图,可看出前一片桨叶脱离出的涡移动至后一片桨叶上,这会造成该桨叶段气动载荷的剧烈变化,最终影响结构振动载荷的计算。
挥舞运动是旋翼主要运动之一,主要受气动力影响。、摆振弯矩并去均值绘图,再提取2-10阶谐波量绘制柱状图,如图10-13所示,结果表明耦合计算方法在载荷计算精度上有很大提高。从图11(a)曲线图可以看出,挥舞弯矩在90。附近谐波特点明显,呈现多个波峰,表明在此方位角范围受到桨涡干扰影响。同时桨根剖面的揮舞弯矩也呈现谐波载荷明显的特点,表明桨涡干扰对挥舞弯矩有显著的影响。在图10(b)挥舞2,3阶结果中,相比自由尾迹,耦合计算值更加吻合实测值。图11(b)虽然挥舞2阶耦合计算效果不如尾迹结果,但在3-5阶中耦合结果均优于尾迹结果。整体来看,耦合模型能提高挥舞结构振动载荷预估精度。
摆振运动由挥舞运动附加产生,受到气动力以及摆振阻尼等影响。摆振弯矩耦合计算结果的精度也相对尾迹方法有所提高。