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资料简介
本文深入探讨了某型直升机机身及进气道的气动特性，利用CFD技术进行了内外流场耦合的数值模拟，分析了不同进气道形状对出口压力畸变的影响，并通过改进进气道外形，有效提升了气动性能。研究结果对直升机设计和性能优化具有重要指导意义。
文件名称：某型直升机机身及进气道气动特性分析.pdf
文件类型：PDF文档
文件标签：直升机技术、气动特性分析、CFD模拟
内容预览
总第１５５期
２００８年第３期
直
升
机
技
术
ＨＥＬＩＣＯＦＦＥＲＴＥＣＨＮＩＱＵＥ
ＴｏｔａＩＮｏ．
１５５
Ｎｏ．
３
２００８
文章编号：
１６７３—１２２０（２００８）０３—１０３－０４
某型直升机机身及进气道气动特性分析
杨永飞
（中国直升机设计研究所，
景德镇，
３３３００１）
摘要本文通过对某型直升机机身／进气道内外流场耦合的数值模拟，
介绍了ＣＦＤ技术在直升机内、
外流
场的计算能力。分析了进气道形状对进气道出口压力畸变的影响。最后通过改进进气道的外形，
气动性能指
标有一定的改善。
关键词直升机；
气动特性；
气动外形
中图分类号：
Ｖ２１Ｉ．
２４
文献标识码：
Ａ
ＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃＡｎａｌｙｓｉｓＡｂｏｕｔ
ａＦｕｓｅｌａｇｅ／ｉｎｔａｋｅｏｆＳｏｍｅＨｅｌｉｃｏｐｔｅｒ
ＹＡＮＧＹｏｎｇ．
ｆｅｉ
（ＣｈｉｎａＨｅｌｉｃｏｐｔｅｒＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｊｉｎｇｄｅｚｈｅｎ，３３３００１）
Ａｂｓｔｒａｃｔ
ｔｈｅｐａｐｅｒｉｎｔｒｏｄｕｃｅａＣＦＤｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｆｏｒｉｎｓｉｄｅａｎｄｏｕｔｓｉｄｅｃｏｕｐｌｅｄｆｌｏｗｆｉｅｌｄｏｆｈｅｈ—
ｃｏｐｔｅｒｆｕｓｅｌａｇｅ／ｉｎｔａｋｅ，
Ａｎｄａｎａｌｙｓｅｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅａｂｅｒｒａｔｉｏｎｆｒｏｍｅｆｆｅｃｔｏｆｉｎｔａｋｅｓｈａｐｅ．
Ａｔｔｈｅｅｎｄ，
ｔｈｒｏｕｇｈｃｈａｎｇｅｔｈｅｉｎｔａｋｅｓｈａｐｅ，
ｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｔａｒｇｅｔｒｅｃｅｉｖｅｓｏｍｅｉｍｐｒｏｖｅ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ
ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ；ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ；
ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓｈａｐｅ
１
前言
进气道是直升机动力系统的一个重要组成部
分，是为发动机提供空气流量的通道，确保发动机燃
烧室有充分及均匀的空气流量，在直升机总体设计
中占有举足轻重的地位。近年来，
随着对直升机的
机动性、隐身性及巡航性能要求的提高，进气道性能
设计的好坏直接影响到发动机进气的流场环境及流
量质量。为了满足直升机技战术指标的要求，
出现
了各种不同形式的进气道设计方法。为了考察进气
道的性能，进行过风洞试验，但由于试验难以满足排
气温度对流场造成的影响．
还有试验提供的离散的
试验数据具有很大的随意性，
所以用数值模拟的方
法计算进气道与机身耦合效应是比较理想的。本文
收稿日期：
２００８－０２－２８
概括地介绍了ＦＬＵＥＮＴ软件对某型直升机进气道外
形流场的计算情况，通过计算使我们初步了解了该
软件的在内外流场耦合的使用技巧、
为以后处理类
似问题积累一点经验。
２
网格生成方法
计算网格划分主要采取非结构的策略。由于这
种进气道的外形十分复杂，
环形管道内部采用了非
结构网格，
进气道唇口及比较规格的区域采取结构
网格，
局部加密，
尽可能使这部分区域网格密一些，
．
当然也增加了生成网格的难度。另外在贴近机身的
区域采用非结构网格，
防止网格过度扭曲，
保证网格
紧贴机身外形。
机身／进气道外形网格总数为１３０
—１４０万，
但这远不能满足工程上的需要。这个数量
万方数据
・１０４・
直升机技术
总第１５５期
的网格限制了在机身管道加附面层网格，必然对计
算精度带来一定程度的影响。因此，目前的网格数
量主要是用来对比两种构型迸气道的差异。
３
计算方法及边界条件
计算采用ＮＳ方程，湍流模型选用，ｃ一占方程模
型。用非耦合隐式求解。如果用耦合隐式求解，收
敛性比较差，
相对会增大更长的机时。进气道出口
截面按内部边界给出，通过进气道出口流进发动机
燃烧室，然后通过引射气流降温导出排气管，将流场
分为前后两部分，排气管的出口作为前流场的压力
出口，
又是下个流场的流量进口，
压力出口和这个流
量进口的条件是一致的，也就是说排气道的压力出
口把相同的边界条件传递给了相邻的流量进口。这
种假设基本符合进气道与机身外部流场连续的工作
环境。
４
计算
数值计算的求解器是ＦＬＵＥＮＴ６．
２软件。
以Ｎ
～Ｓ方程为基本；
采用隔离隐式计算方法，
选用Ｋ一
占的标准湍流模型计算。计算全机数模时，精度控
制在残差≤１．
０× １０～，
参考压力选取标准大气压
（１０１３２５Ｐａ）。排气道的出口流量为：
５．
２６ｋｇ／＇ｓ，表
压为：０，温度：７４５ｋ，
引射处速度为１５ｍ／ｓ。因为有
温度的影响，
材料选取理想气体，
辐射模型选取
（ＤＯ）。
计算按照三个不同平飞状态，
即：
仅＝０，
Ｖ＝０
ｍ／ｓ、
ｖ＝４０ｍ／ｓ、
ｖ＝８０ｍ／ｓ，
分别在两个不同构型的
模型上展开计算，
最后，
要对比相同状态下不同构型
之间气动差异。
４．
１
标准，
ｃ—Ｆ模型
标准Ｋ一占模型需要求解湍动能及其耗散率方
程。湍动能输运方程是通过精确的方程推导得到，
但耗散率方程是通过物理推理，
数学上模拟相似原
形方程得到的。该模型假设流动为完全湍流，分子
粘性的影响可以忽略。因此，
标准Ｋ一占模型只适
合完全湍流的流动过程模拟。
标准，
（一ｓ模型的湍动能ｋ和耗散率￡方程为：
ｐ面Ｄｋ＝蠹№＋肛引，ｌ眠ＯｋＪｌ＋Ｇｔ＋Ｇ。一Ｐ占一ＹＭ
（１）
ｐＤ瓦ｅ５毒【（肛＋尝）簧】＋ｃ－。詈ｃ
Ｇ・＋Ｃ３．
Ｃｂ）
２
一Ｃ２ｄｏＴ４
（２）
在上述方程中，
Ｇ表示由于平均速度梯度引起
的湍动能产生，Ｃ。是用于浮力影响引起的湍动能产
生；％可压速湍流脉动膨胀对总的耗散率的影响。
／２
湍流粘性系数“＝ｐｑ冬。
在ＦＬＵＥＮＴ中，
作为默认值常数，
Ｃｋ＝１．
４４，
Ｇ。＝１．
９２，
巳＝０．
０９，
湍动能ｋ与耗散率ｓ的湍流
普朗特数分别为盯。＝１．０，盯。＝１．３。根据需求，可
以通过调节“粘性模型” 面板来调节这些常数值。
４．
２压力畸变ＤＥ６０
根据风洞试验，
进气道出１３截面按２０。扇形等
分圆环（图１），对于相邻６０。扇形面上平均总压的最
小值与该环形面上的平均总压之差再与动压之比，
就是进气道的压力畸变。
即
ＤＣ６０：—Ｐｔ６０ｆ，一－Ｐｔ
（３）
如俨
Ａ∞。：
测试截面上６０。扇形上的平均总压的最小
值；
Ａ：
测试截面上的平均总压。
＝：◇◇拶Ｗｒｉｇｈｔｍｉｎｔ刚ｅｒｌ８
图１
２０。等分进气道出口环形截面示意图
５结果分析
图２～图５分别是左右进气道出口总压云图，
图６～图９分别是左右进气道内部总压云图（未改
进和有楔形）。可以看出同一状态下的左右进气道
压力变化基本一致．
基本对称。图１０是进气道出口
面上２０。
等分扇形的平均总压。
图１ｌ是进气道出
１３面上６０。等分扇形的平均总压。ｉｎｔａｋｅＩ是未改善
外形的进气道．
ｉｎｔａｋｅ２是有楔形的进气，
道。ｌｅｆｔ
ｉｎ．
ｔａｋｅ．
ｒｉｇｈｔｉｎｔａｋｅ分别为左进气道和右进气道。可以
看出当进气道内部的速度小于进气道进口外部附近
万方数据
２００８年第３期
杨永飞：
某型直升机机身及进气道气动特性分析
・１０５・
的速度时，外流场有部分大速度的气流进来对内部
流场有一定的扰乱作用，
所以此时压力梯度较大，
压
力畸变较大，这是因为一定的出口流量限制了进气
道出口的流量。
当来流速度是８０ｒｎ／ｓ时，改善后的
有楔形的进气道压力畸变大于未改善外形的进气
道。这说...