基于双向流固耦合旋翼桨叶应力计算分析

罗楠; 虞志浩; 杨卫东

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2505588

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (18) :7918-7927 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2505588

航空、航天

基于双向流固耦合旋翼桨叶应力计算分析

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Rotor Blade Stress Calculation and Analysis Based on Bidirectional Fluid-structure Interaction

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摘要

旋翼在工作时受到强烈的气动载荷变化,其气动载荷作用导致结构变形后又会反作用于流场分布形成复杂的双向耦合过程。对于旋翼桨叶的气动弹性耦合计算分析,提出了一种基于双向流固耦合分析的计算模型。首先对流体计算方面采用嵌套滑移网格,融合雷诺平均Navier-Stokes(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程,保证计算精度同时确保计算的效率;然后在动力学方面采用有限元法对旋翼桨叶进行离散化,形成旋翼桨叶的结构模型。通过对比松紧耦合方式时的气动计算结果与实测数据,分析不同耦合方式的差异性;并且以为紧耦合为例采用单双向耦合方法计算旋翼桨叶结构响应。最后使用紧耦合的方式对带后缘襟翼旋翼进行双向流固耦合计算。结果表明紧耦合的较高数据传递频率及时捕捉更新旋翼桨叶的变形导致的旋翼流场中的差异;并在对后缘襟翼旋翼的计算中发现,随着襟翼偏转幅值的增加桨根应力出现提升。

Abstract

When the rotor is in operation, it is subjected to intense changes in aerodynamic loads. The action of these aerodynamic loads causes structural deformation, which in turn reacts on the flow field distribution, forming a complex two-way coupling process. For the aeroelastic coupling calculation and analysis of rotor blades, a calculation model based on bidirectional FSI (fluid-structure interaction) analysis was proposed. Firstly, in terms of fluid calculation, the nested sliding mesh was adopted, combined with RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes) equations, to ensure both calculation accuracy and efficiency. Secondly, in terms of dynamics, the finite element method was used to discretize the rotor blades, forming the structural model of the rotor blades. By comparing the aerodynamic calculation results under the loose and tight coupling modes with the measured data, the differences between different coupling modes were analyzed. Taking tight coupling as an example, the one-way and two-way coupling methods were used to calculate the structural response of the rotor blades. Finally, the tight coupling mode was used to perform bidirectional FSI calculation on the rotor with trailing edge flaps. The results show that the high data transfer frequency of tight coupling can timely capture and update the differences in the rotor flow field caused by the deformation of rotor blades in the calculation of the rotor with trailing edge flaps, it is found that as the deflection amplitude of the flaps increases, the stress at the blade root increases.

Graphical abstract

关键词

旋翼 / 双向流固耦合 / 有限元法 / 结构响应分析 / 带后缘襟翼旋翼

Key words

rotor / FSI (bidirectional fluid-structure interaction) / FEM (finite element method) / structural response analysis / rotor with trailing edge flaps

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罗楠, 虞志浩, 杨卫东. 基于双向流固耦合旋翼桨叶应力计算分析[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(18): 7918-7927 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505588

LUO Nan, YU Zhi-hao, YANG Wei-dong. Rotor Blade Stress Calculation and Analysis Based on Bidirectional Fluid-structure Interaction[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(18): 7918-7927 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2505588

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在旋翼飞行器设计中,旋翼桨叶由于流固耦(fluid-structure interaction,FSI)效应带来的结构问题一直是占据着核心位置。随着当代对旋翼飞行器设计追求“高速度、高航时”的目标和复合材料技术在桨叶制造中的应用,旋翼桨叶逐渐发展成为一种大展弦比的柔性悬臂梁结构。在其旋转中气动环境的复杂,旋翼桨叶结构在强烈的外部气动载荷激励下会伴随着周期运动的同时发生自身变形导致桨叶结构的非线性问题^[1] 。加之周期运动带来的非定常气动使得在分析这类问题上变得更加复杂^[2] 。

在旋翼气动弹性计算分析中,流固耦合(FSI)作为求解这一复杂问题的重要方法,实现流体域的气动力与结构域中桨叶变形这两种计算域之间的协同仿真和数据动态传递^[3]。从耦合作用机制来看,可将其划分为单向耦合与双向耦合两类^[4-5]。单向耦合仅对两种计算域之间进行单向的单次数据交换,在应用中一般指流体域将旋翼的桨叶的静压分布传递至结构域中进行分析计算,双向耦合则是数据在两种计算域中相互传递,将当前时间节点的计算结果作为下一时间点的计算条件。其中按照数据的传递方式可以分为松耦合和紧耦合两种方式。松耦合是计算在每隔固定时间或周期后完成一次数据的交互,紧耦合则是在开始计算的每次迭代就存在数据的交互。若将单向耦合的计算应用于旋翼桨叶的计算,不能体现旋翼桨叶的变形对流场的影响,所计算得到的结果不能反映出桨叶的真实载荷,因此本文选用双向流固耦合应用于旋翼桨叶的计算中。

在20世纪外国学者通过松耦合的方式完成了对C-T旋翼的单向流固耦合计算^[6],在21世纪初随着计算机的快速发展,先后实现将Euler方程^[7] 和RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程^[8]应用于耦合计算。Potsdam等^[9]将带有RANS方程的计算程序和CAMRAD-Ⅱ结构计算程序通过松耦合方式进行协同仿真计算,精度得到较大的提升。直到2011年前后开始将对旋翼桨叶高精流场的计算^[10]代入耦合计算中实现了较好的计算精度。

相比较于国外,国内的发展相对晚些。目前也都是结合了RANS方程的CFD^[11]计算和几何梁模型的结构计算。近些年,融合了几何精确梁的动力学模型^[12],对前飞状态下的旋翼振动载荷计算精度得到了较高的提升;随着动力学的发展,将梁的中等变形理论^[13]加入结构模型的计算,建立了适用于弹性桨叶的振动分析模型,通过与旋翼飞行试验对比,体现高阶谐波振动载荷下的结构响应。文献[14]通过单向耦合的方式实现计算旋转叶片的表面应力。之后便出现将嵌套网格的CFD计算使用至其中^[15]。近几年,耦合嵌套网格的CFD模型和几何精确梁的大变形理论^[16],计算了前飞时旋翼桨叶振动载荷,捕捉到的桨涡干扰现象对桨叶结构振动的影响,有效的提高了计算的精度。同时出现代理模型^[17]、自由尾迹^[18]等方法融合结构的耦合计算,提高了气动的计算速率。

因此,现采用旋翼桨叶双向流固耦合的计算分析方法,通过紧耦合方式将嵌套网格的CFD计算模型与有限单元法相耦合,针对旋翼桨叶结构响应的问题开展研究。计算悬停和前飞状态下大展弦比桨叶的载荷、桨尖位移及桨根应力,并将所得结果与其他几种耦合方式结果进行对比分析,并涵盖具有非线性较强的带后缘襟翼旋翼的双向耦合计算;在此基础上,分析旋翼桨叶在流固耦合作用下气动力和结构之间的影响;旨在揭示旋翼桨叶在复杂气动载荷下的结构响应机理,评估双向耦合方法对非线性问题的适用性,为高精度旋翼气动弹性分析与结构优化设计提供理论依据与技术支撑。

1 数值计算方法

所采用的仿真计算模型基于一种综合性分析方法。双向耦合下,旋翼响应分析的要素包括:①流体域计算模型;②固体域计算模型;③气动模型和结构模型的双向耦合。

1.1 流体域模型

1.1.1 流体域主控方程

选用基于RANS方程作为主控方程^[19],求解旋翼流场计算结果,其积分表达形式为

(1)

${\int }_{\mathit{\Omega }}\frac{\partial \mathit{W}}{\partial \mathit{t}}\mathrm{d}\mathit{\Omega }+{\oint }_{\partial \mathit{\Omega }}^{}({\mathit{F}}_{\mathrm{c}}^{\mathit{M}}-{\mathit{F}}_{\mathrm{v}})\mathit{n}\mathrm{d}\mathit{s}=0$

式(1)中:W为守恒变量;s为被控的体的表面积;Ω为被控体的体积;n为控制体边界∂Ω上的单位外法向向量;t为边界上的单位切向向量,与边界表面相切;F_c和F_v分别为对流通量和黏性特量;M为质量加权平均。

流体计算主要遵循质量守恒、动量守恒和能量守恒三大守恒定律^[20]。其中质量守恒、动量守恒公式具体表现为

(2)$ \left\{\begin{array}{l} \frac{\partial \rho_{f}}{\partial t}+\nabla \cdot\left(\rho_{\mathrm{f}} \boldsymbol{V}\right)=0 \\ \frac{\partial\left(\rho_{\mathrm{f}} \boldsymbol{V}\right)}{\partial t}+\nabla\left(\rho_{\mathrm{f}} \boldsymbol{V} \boldsymbol{V}\right)=\boldsymbol{f}_{\mathrm{f}}+\nabla \boldsymbol{\tau}_{\mathrm{f}} \end{array}\right.$

式(2)中:t为时间;ρ_f流体密度;V为速度;f_f为作用在流体上的单位体积力;τ_f为剪切力张量。

(3)$ \boldsymbol{\tau}_{\mathrm{f}}=\left(-p_{\mathrm{f}}+\mu \nabla \cdot \boldsymbol{V}\right) \boldsymbol{I}+2 \mu \boldsymbol{e}$

式(3)中:p_f为流体压力;μ为动力黏度;e为速度应力张量;I为单位张量。

由于在计算中对两个计算域中热传递和结构的热变形影响较小,此处计算中暂不考虑能量守恒方程的求解。

离散方式采用有限体积法对流场空间进行离散,时间推进采用隐式非稳的方法。基于Star ccm⁺平台,选择SST k-omega湍流模型,进行旋翼流场的求解。

1.1.2 网格划分

由于旋翼桨叶在工作时复杂的气动环境,使用嵌套滑移网格对旋翼桨叶表面进行网格划分计算。为了保证计算精度,对旋翼桨叶的贴体网格进行加密。滑移网格在旋转区域和固定区域的交界面网格尺寸保持一致,确保两区域之间的信息传递和数据交换。

在流场计算域(Domain)中,固定的背景域选用长方体,其长宽高分别为10R、5R、10R,其中R为旋翼桨叶的半径。通过多重参考系(multiple reference frame,MRF)法控制旋翼的旋转和周期变距运动,桨叶滑移旋转区使用直径2.5R高度0.5R的圆柱将旋翼整体覆盖,具体尺寸如图1所示。将计算域的顶部和前端作为速度入口(图1中黑色区域),其他端面设为出口(图1中绿色区域)。

为了网格具有良好的正交性,通过将第一层网格无量纲高度(Y+)控制在1左右,确定了流场及旋翼表面的网格尺寸,并据此生成了20层左右的棱柱层网格,以精确解析附面层。固定域和旋转域通过滑移的方式进行数据交换。最终旋翼流体网格数量约550×10⁴,其中单片旋翼桨叶网格数量约为185×10⁴,流场整体网格示意图如图2所示。

1.2 固体域模型

对旋翼桨叶的动力学仿真计算中,采用有限元法^[21](finite element method,FEM)。通过划分的网格将旋翼桨叶结构进行离散处理,将桨叶整体分解为多个子单元结构,后将每个子单元结构方程组合成整体的方程组,达到模拟整副旋翼的结构计算。

1.2.1 结构计算方程

首先对连续桨叶做空间离散,将其离散为有限个单元体,通过形函数H近似位移场,公式为

(4)

$\mathrm{\gamma }(\mathrm{X},\mathrm{Y},\mathrm{Z})=\stackrel{\mathit{N}}{\sum _{\mathit{k}=1}}{\mathit{h}}_{\mathit{k}}(\mathit{X},\mathit{Y},\mathit{Z}){\mathit{\gamma }}_{\mathit{k}}=\mathit{H}\mathit{\gamma }$

式(4)中:γ(X,Y,Z)为在坐标 (X,Y,Z)处的位移场函数;h_k(X,Y,Z)为第 k个节点对应的形函数;γ_k为第k个节点的节点位移向量;H为形函数矩阵;γ为节点位移向量。

基于有限元法(finite element method,FEM)对旋翼桨叶的建立结构动力学方程,考虑了旋翼桨叶的惯性载荷、阻尼力和外载荷的平衡,具体可以表示为

(5)

${\mathit{M}}_{\mathrm{S}}\ddot{\mathit{\gamma }}+{\mathit{C}}_{\mathrm{S}}\dot{\mathit{\gamma }}+{\mathit{K}}_{\mathrm{S}}\mathit{\gamma }=-{\mathit{\tau }}_{\mathrm{S}}$

式(5)中:M_S、C_S、K_S分别为旋翼桨叶结构质量阵、阻尼阵和刚度阵;γ为旋翼桨叶的变形位移;

$\dot{\mathit{\gamma }}$

和

$\ddot{\mathit{\gamma }}$

分别为旋翼桨叶变形位移γ对时间的一阶导数和二阶导数;τ_S为外部流体的应力向量。

1.2.2 结构网格划分

旋翼在旋转中,气动力产生后并作用于旋翼表面,导致桨叶发生三维变形,如挥舞、摆振和扭转。为了能够体现旋翼桨叶变形后对流场中气动力的影响,需要涉及旋翼桨叶结构域的计算,选择四面体网格对桨叶结构进行划分,如图3所示。

对于双向耦合计算中旋翼桨叶存在变形,所以需要调整突变和应力较大区域处的网格密度,本文中分别对桨叶的前缘、后缘以及桨根处进行网格的加密划分,桨叶整体结构网格单元数为110×10⁴左右。

1.3 流固耦合计算

在旋翼桨叶的双向耦合计算中,将对比流体域和固体域的计算结果通过两种耦合的方式相互映射传递,完成两者间的计算求解。其耦合控制方程为^[22]

(6)

$\left\{\begin{array}{l}{\mathit{n}}_{\mathrm{s}}{\mathit{\tau }}_{\mathrm{s}}={\mathit{n}}_{\mathrm{f}}{\mathit{\tau }}_{\mathrm{f}}\\ {\mathit{\gamma }}_{\mathrm{s}}={\mathit{\gamma }}_{\mathrm{f}}\\ {\mathit{q}}_{\mathrm{s}}={\mathit{q}}_{\mathrm{f}}\\ {\mathit{T}}_{\mathrm{s}}={\mathit{T}}_{\mathrm{f}}\end{array}\right.$

式(6)中:τ_s、τ_f分别为固体域和流体域的应力张量;n_s、n_f为对应的界面法向向量;γ_s、γ_f分别为固体域和流体域的位移矢量;q_s、q_f分别为固体域和流体域的热流密度矢量;T_s、T_f分别为固体域和流体域的温度。

所计算的案例中由于两个物理场的中热传递和结构的热变形较小,不做考虑。

紧耦合流固交界面的信息传递流程如图4所示,将在流体域中计算的桨叶表面压力分布映射至结构域中作为桨叶的外载荷,计算旋翼桨叶的变形位移;将桨叶的变形更新至流体域中,使用网格重构技术对旋翼流场的网格进行重新划分并计算桨叶变形后表面压力分布,依此往复传递信息,循环迭代求解直到计算结果收敛。松耦合则是完成一定的时间步后流体域和固体域之间开始数据的传递。

一般情况下,流体域的网格数量、密度会比固体域的要多,这种在流固交界面之间以非匹配网格量进行的数据传递在数学中是可以理解为一种插值映射问题,对交界面处流固网格之间的数据传递进行处理。

所建模型完整的计算流程如图5所示。

2 数值仿真验证

2.1 模型验证

对于三维旋翼的流体域计算,选用无扭的直平桨叶旋翼^[23]作为算例,计算其在悬停状态下气动特性,验证所建立的气动模型的计算准确性。网格划分和外流场区域尺寸保持不变,旋翼具体参数如表1所示。

计算结果如图6所示,图6中所示的试验值为文献[23]中风洞实测数据。分别计算达到稳态后的旋翼桨叶在0.68R、0.8R、0.89R和0.96R剖面处的表面静压分布,计算结果和实验测量值吻合较好。

2.2 双向耦合数据传递

将CFD计算结果映射到旋翼桨叶的结构域中,以计算此时的旋翼桨叶的结构响应。将旋翼桨叶表面设置为流固耦合的交界面,映射后固体域桨叶表面载荷如图7和图8所示。桨叶摆放的方位(以上表面为例),右端为桨叶根部、左端为桨叶叶尖、上端对应后缘,下表面则是上表面的镜像。两种计算域之间传递前后压强数值和分布规律保持一致。

在结构域的计算中,简化桨叶根部铰链约束,将桨叶根部设为固定约束,桨叶依靠自身材料结构的弹性完成三维变形。

3 双向流固耦合求解分析

基于CFD和桨叶结构有限元法,采用紧耦合的方式,完成旋翼桨叶的双向耦合计算分析。分别对旋翼桨叶的在松紧耦合和刚体运动状态下计算得到的气动特性和结构响应计算结果进行对比分析。计算的求解设置中,时间增量步长取桨叶旋转一度所需时间,计算总时长为5圈,固体域和流体域保持一致。

此处选用的旋翼桨叶^[24],为了简化计算将材料属性设为向同性的均质材料,具体参数如表2所示。

通过对旋翼桨叶模态特性计算,桨叶前三阶(1F、2F、3F)挥舞位移的表示如图9所示。

3.1 流场计算结果

如图10所示,给出了CFD计算旋翼桨叶在不同耦合计算策略下不同径向位置的静压分布。图中显示0.65R处静压计算时松紧耦合计算的结果要略低于刚体运动的计算结果,但是随着径向位置向旋翼桨尖处靠近,两种耦合计算的结果开始逐渐增加,在0.87R处超过刚体运动的计算结果。且旋翼桨叶前缘处上表面的压力系数随着径向位置靠近桨尖有明显增加,相对应的下表面压力系数也会略微下降。这是旋翼桨叶在旋转时在气动力的作用下桨叶发生变形,旋翼桨叶的迎角发生变换后反作用的旋翼流场所导致。

图10展示了松紧耦合计算下桨叶不同剖面处的静压分布。从图10的计算结果来看两者结果之间存在较小的差异,但是紧耦合的计算结果略大于松耦合的计算结果。这表明,所涉及的算例与工况下,两种耦合方法对旋翼气动弹性响应整体趋势的预测具有一致性。

从计算角度而言,松耦合方法在每旋转180°的行程后进行数据交换。当旋翼运动进入周期性稳态后,CFD模块接收的结构运动输入与结构模块接收的气动载荷输入均为周期性信号。在此前提下,松耦合方法因数据传递产生的“时间滞后”效应被限制在一个周期内,其对全局时均结果的影响因而减弱。从机制而言,在此状态下,流场与结构响应均已建立动态平衡,系统非线性效应相对平缓。因此,对数据传递实时性要求更高的紧耦合方法,与在周期尺度上进行交换的松耦合方法,其预测结果趋于接近。

尽管如此,紧耦合方法可以捕捉桨叶在非线性较强的瞬时状态(如桨尖涡干扰等),但是仍具有较高精度。两者计算结果的细微差异即源于此。也因此紧耦合数据交换的频率,数据量级更高更大,其计算成本也显著大于松耦合。在本例中,计算旋翼一圈的模拟时间,松耦合约为12 h,紧耦合约为23 h。

为了能贴近旋翼桨叶的真实状态,准确捕捉桨叶结构的动态变化,之后的计算对比中以紧耦合计算为例。

3.2 结构响应计算结果

进一步分析旋翼桨叶在此时的双向耦合的三维变形如图11和图12所示,图片中桨叶叶尖为右端。在挥舞方向上,桨尖处的发生向上位移变形,最大值到达0.036 2 m;在摆振方向上,也是桨尖处发生位移,最大值达到0.001 16 m。

虽然此时的旋翼桨叶发生三维变形,但是本身的变形量不大且两种位移变形对旋翼桨叶的迎角变化影响较小,认为此时桨尖处的静压计算结果相比较于理想刚体的发生变化在正常可接受范围。

对比耦合状态下的桨根应力计算结果,计算得到的桨叶最大应力如表3所示。达到稳态后最大应力在两种耦合状态下存在较大的差异,双向耦合状态下的最大应力约为单向耦合的30%。

如图13所示,展示了两种耦合状态达到最大值时的应力分布云图。图13中桨叶摆放位置保持不变,由计算结果可见,两种耦合下桨叶表面应力最大值点均出现在桨叶下表面根部前缘处。

计算结果数值相差较大是由于在单向流固耦合中,流体域和固体域之间仅有一次的数据交换,将流体域的气动计算结果(如剪切力、压力等)静态映射至结构域中,而忽略桨叶变形对流场的反作用,即计算中不涉及桨叶三维变形后对流场的影响。因此导致对桨叶计算中重要因素的缺失如气动阻尼力、动载荷的变换。其中对桨叶动应力计算时气动阻尼通常为旋翼桨叶提供稳定性,可以抑制一些旋翼桨叶的振动。气动阻尼是由桨叶与空气相对运动产生的。当桨叶振动(如挥舞向上运动)时,其运动速度会改变局部攻角,从而改变局部气动力。这种改变倾向于抵抗桨叶本身的运动速度方向,即产生一个与运动速度方向相反的力/力矩分量。

3.3 后缘襟翼旋翼双向流固耦合分析

带后缘襟翼由于其独特的构型和较强气动非线性,使得对其进行仿真计算时存在计算难以收敛的状况,为了能够验证模型对较强非线性的计算能力,以紧耦合为例开展对带后缘襟翼的双向耦合计算。

Fulto等^[25-26]对带后缘襟翼旋翼模型开展过风洞试验。该旋翼模型由两片矩形桨叶构成,旋翼翼型选用NACA0012,翼型弦长为0.086 m,旋翼半径为1.143 m,旋转速度为760 r/min,在旋翼半径的0.69R~0.81R处有弦长为10%C的后缘襟翼。其中襟翼的偏转规律公式为

(7)δ=A₀sin(3Ωt)

式(7)中:δ为襟翼的偏转角度;Ω为旋翼的旋转角速度;A₀为襟翼的偏转幅值;

为验证所建模型对带后缘襟翼旋翼气动载荷计算的有效性,选取了Fulton风洞实验状态(旋翼总距4°,转速恒定)进行计算,对比了不同前进比下桨叶载荷系数。计算结果与实验数据的对比如图14所示,二者吻合良好,试验值取自文献[26]中的风洞实测数值。

为了探究后缘襟翼的偏转幅值对旋翼桨根部应力的影响,分别计算后缘襟翼在不同偏转幅值即A₀=0°、2°、4°时桨叶应力分布。由于襟翼的尺寸相对较小,此时在计算中将襟翼简化为刚体运动,主要计算旋翼的在襟翼不同偏转幅值状态下的应力载荷。其中计算得到襟翼未受控以及受控偏转幅值分别为2°、4°下的桨叶最大应力值,如表4所示。

由于应力较多集中在下表面,此处只给出桨叶下表面的应力云图,桨叶的几何位置保持不变,右端为桨叶根部,上端为桨叶前缘处,应力云图如图15所示,对应桨叶的位移如图16和图17所示。

图15所示可以看出,旋翼桨叶的最大应力点都出现在前缘桨根处,随着襟翼幅值的增加分桨根的最大应力值随之增加,从13.93 MPa增加至 20.53 MPa。此时旋翼桨叶在Z方向上位移从0.000 86 M增加至0.001 75 M,此时旋翼发生挥舞位移,主要是在桨尖端产生最大位移值。Y方向上位移从0.000 107 M增加至0.000 14 M,此时旋翼发生摆振位移,主要是在桨尖前缘处产生最大位移值。

桨叶表面的应力主要由作用在桨叶上的气动载荷、惯性载荷和离心载荷引起。带后缘襟翼的旋翼在襟翼偏转幅值增加时桨叶表面应力出现增加的现象,由于襟翼在向下偏转时增加了所在桨叶剖面的局部升力系数,升力增加后襟翼所在剖面的及其附近的气动载荷增加。旋翼桨叶所受到增加外载荷后,挥舞和摆振的变形幅度增加,主要在挥舞方向桨叶向上位移,使得桨叶根部处的应力增加。虽然后缘襟翼的偏转可以有限降低旋翼的振动载荷,但是过大的偏幅值对桨叶根部的应力存在较大的影响。

4 结论

通过紧耦合的方式将CFD计算模型和桨叶的有限单元法相耦合,建立了一套适用于计算旋翼桨叶结构响应的双向流固耦合分析方法,通过和实验数据、各种耦合方法计算结果对比,验证对结构载荷计算分析计算精度的提升,主要获得以下结论。

(1)本文模型对悬停、前飞状态下的双向耦合问题进行有效计算并确保收敛。

(2)相较于松耦合计算结果,紧耦合能够即时捕捉旋翼桨叶在流场压力外载荷作用下的变形,并反馈流场中的表面压力系数分布,更准确地展现出双向流固计算域之间的交互的影响。

(3)与单向耦合计算结果相比,双向耦合的计算结果数值偏小,但其优势在于纳入了桨叶三维变形对旋翼桨叶结构计算的影响,考虑桨叶结构中气动阻尼力、动载荷的变换,从而更精准地反映旋翼桨叶的真实物理状态。

(4)在对于非线性较强的带后缘襟翼旋翼计算,模型也可以实现收敛。后缘襟翼旋翼通过变换襟翼的偏转幅值给旋翼桨叶附加的气动力,虽然可以有效的降低振动载荷,但是增加桨根的应力。

参考文献

原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

[1]	Shi Y J, Xu Y, Xu G H, et al. A coupling VWM/CFD/CSD met-hod for rotor airload prediction[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2017, 30(1): 204-215.

[2]	邓景辉. 直升机旋翼气动基础技术[M]. 北京: 航空工业出版社, 2013.

[3]	Deng Jinghui. Basic aerodynamic technology of helicopter rotors[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2013.

[4]	温哲然, 徐子立, 薛杰, 等. 基于高效流固耦合方法的自由液面流动问题分析[J]. 科学技术与工程, 2025, 25(4): 1325-1331.

[5]	Wen Zheran, Xu Zili, Xue Jie, et al. Analysis of free surface flow problems based on an efficient fluid-structure coupling method[J]. Science Technology and Engineering, 2025, 25(4): 1325-1331.

[6]	Kamakoti R, Shyy W. Fluid-structure interaction for aeroelastic applications[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2005, 40(8): 535-558.

[7]	张旭婷, 洪毅, 袁凤, 等. 复合材料螺旋桨流固耦合分析方法的发展和研究现状[J]. 玻璃钢/复合材料, 2016(6): 84-87.

[8]	Zhang Xuting, Hong Yi, Yuan Feng, et al. Development and research status of fluid-structure interaction analysis methods for composite propellers[J]. Fiberglass/Composite Materials, 2016(6): 84-87.

[9]	Tung C, Caradonna F X, Johnson W. The prediction of transonic flows on an advancing rotor[J]. Journal of the American Helicopter Society, 1986, 32(7): 4-9.

[10]	Servera G, Beaumier P, Costes M. A weak coupling method between the dynamics code HOST and the 3D unsteady Euler code WAVES[J]. Aerospace Science and Technology, 2001, 5(6): 397-408.

[11]	Pahlke K, van der Wall B. Calculation of multibladed rotors in high-speed forward flight with weak fluid-structure-coupling[C]// Proceedings of the 27th European Rotorcraft Forum. Moscow: ERF, 2001: 107356349.

[12]	Potsdam M, Yeo H, Johnson W. Rotor airloads prediction using loose aerodynamic/structural coupling[J]. Journal of Aircraft, 2006, 43(5): 732-742.

[13]	Ahmad J U, Chaderjian N M. High-order accurate CFD/CSD simulation of the UH-60 rotor in forward flight[C]// 29th AIAA Applied Aerodynamics Conference. Honolulu: AIAA, 2011.DOI: 10.2514/6.2011-3185.

[14]	孙毅刚, 刘永臻, 单泽众, 等. 风速对小型旋翼无人机螺旋桨的影响分析[J]. 科学技术与工程, 2022, 22(29): 13096-13103.

[15]	Sun Yigang, Liu Yongzhen, Shan Zezhong, et al. Analysis on the influence of wind speed on propeller of small rotary-wing unmanned aerialvehicle[J]. Science Technology and Engineering, 2022, 22(29): 13096-13103.

[16]	吴杰, 杨卫东, 虞志浩. 旋翼桨叶结构载荷计算方法比较研究[J]. 振动与冲击, 2014, 33(7): 210-214.

[17]	Wu Jie, Yang Weidong, Yu Zhihao. Comparative study on calculation methods of rotor blade structural loads[J]. Journal of Vibration and Shock, 2014, 33(7): 210-214.

[18]	孙韬, 谭剑锋, 王浩文. 典型飞行状态下的旋翼振动载荷计算与分析[J]. 南京航空航天大学学报, 2011, 43(3): 302-30.

[19]	Sun Tao, Tan Jianfeng, Wang Haowen. Calculation and analysis of rotor vibration loads under typical flight conditions[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011, 43(3): 302-307.

[20]	熊宇轩, 叶祖洋. 旋转作用下水平轴风力机气动性能分析[J]. 科学技术与工程, 2023, 23(26): 11391-11397.

[21]	Xiong Yuxuan, Ye Zuyang. Analysis of aerodynamic performance of horizontal axis wind turbine under rotation[J]. Science Technology and Engineering, 2023, 23(26): 11391-11397.

[22]	马砾, 招启军, 赵蒙蒙, 等. 基于CFD/CSD耦合方法的旋翼气动弹性载荷计算分析[J]. 航空学报, 2017, 38(6): 58-71.

[23]	Ma Li, Zhao Qijun, Zhao Mengmeng, et al. Calculation and analysis of rotor aeroelastic loads based on CFD/CSD coupling method[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(6): 58-71.

[24]	余智豪, 周云, 宋彬, 等. 基于流固耦合的旋翼结构振动载荷计算分析[J]. 振动工程学报, 2020, 33(2): 285-294.

[25]	Yu Zhihao, Zhou Yun, Song Bin, et al. Calculation and analysis of rotor structural vibration loads based on fluid-structure interaction[J]. Journal of Vibration Engineering, 2020, 33(2): 285-294.

[26]	刘士明, 杨卫东, 虞志浩. 基于代理方法的带小翼翼型气动模型[J]. 科学技术与工程, 2016, 16(25): 317-321.

[27]	Liu Shiming, Yang Weidong, Yu Zhihao. Aerodynamic model of wing with small winglets based on surrogate method[J]. Science Technology and Engineering, 2016, 16(25): 317-321.

[28]	余智豪, 黄剑, 黄水林, 等. 桨尖扭转分布对旋翼动载荷特性的影响[J]. 科学技术与工程, 2025, 25(24): 10496-10505.

[29]	Yu Zhihao, Huang Jian, Huang Shuilin, et al. Influence of blade tip twist distribution on rotor dynamic load characteristics[J]. Science Technology and Engineering, 2025, 25(24): 10496-10505.

[30]	王博. 基于CFD方法的先进旋翼气动特性数值模拟及优化研究[D]. 南京: 南京航空航天大学, 2012.

[31]	Wang Bo. Numerical simulation and optimization research on aerodynamic characteristics of advanced rotors based on CFD method[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012.

[32]	魏宏伟, 刘衎, 魏克勤, 等. 基于双向流固耦合的不同自由度下无叶片风力机发电效率研究[J]. 振动与冲击, 2025, 44(12): 150-161.

[33]	Wei Hongwei, Liu Kan, Wei Keqin, et al. Study on power generation efficiency of bladeless wind turbines with different degrees of freedom based on bidirectional fluid-structure interaction[J]. Journal of Vibration and Shock, 2025, 44(12): 150-161.

[34]	朱鹏辉, 姜金辉, 崔文旭. 基于双向流固耦合的旋翼振动响应及噪声仿真分析[J]. 南京航空航天大学学报, 2024, 56(2): 242-252.

[35]	Zhu Penghui, Jiang Jinhui, Cui Wenxu. Analysis of rotor vibration response and noise based on two-way fluid-structure coupling[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2024, 56(2): 242-252.

[36]	吴云峰. 双向流固耦合两种计算方法的比较[D]. 天津: 天津大学, 2009.

[37]	Wu Yunfeng. Comparison of two computational methods for bidirectional fluid-structure interaction[D]. Tianjin: Tianjin University, 2009.

[38]	Caradonna F X, Tung C. Experimental and analytical studies of a model helicopter rotor inhoverdata: NASA-TM-81232[R]. Bristol: NASA, 1980.

[39]	梁越. 考虑桨叶三维变形影响的旋翼气弹耦合方法[D]. 南京: 南京航空航天大学, 2023.

[40]	Liang Yue. Research on rotor aeroelastic coupling method conside-ring the influence of three-dimensional blade deformation[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2023.

[41]	Fulton M V, Ormiston R A. Hover testing of asmall-scale rotor with on-blade elevons[J]. Journal ofthe American Helicopter Society, 2001, 46(2): 96-106.

[42]	Fulton M V, Ormiston R A. Small-scale rotorexperiments with on-blade elevons to reduce blade vibra-tory loads in forward flight[C]//American Helicopter Society 54th Annual Forum. Washington, D.C.: The AHS International Inc., 1998: 1-18.