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《基于cfdcsd方法的后掠槳尖旋翼氣彈響應(yīng)研究》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在學(xué)術(shù)論文-天天文庫(kù)。
1、NanjingUniversityofAeronauticsandAstronauticsTheGraduateSchoolCollegeofAerospaceEngineeringResearchonAeroelasticResponseofRotorwithSweptBlade-TipBasedonCFD/CSDCouplingMethodAThesisinAerospaceScience&Technology(HelicopterEngineering)byJunyiWangAdvisedbyProf.QijunZhao
2、SubmittedinPartialFulfillmentoftheRequirementsfortheDegreeofMasterofEngineeringDecember,2013萬(wàn)方數(shù)據(jù)承諾書本人聲明所呈交的碩士學(xué)位論文是本人在導(dǎo)師指導(dǎo)下進(jìn)行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特別加以標(biāo)注和致謝的地方外，論文中不包含其他人已經(jīng)發(fā)表或撰寫過(guò)的研究成果，也不包含為獲得南京航空航天大學(xué)或其他教育機(jī)構(gòu)的學(xué)位或證書而使用過(guò)的材料。本人授權(quán)南京航空航天大學(xué)可以將學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或掃描
3、等復(fù)制手段保存、匯編學(xué)位論文。（保密的學(xué)位論文在解密后適用本承諾書）作者簽名：日期：萬(wàn)方數(shù)據(jù)南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文摘要新型槳尖旋翼高精度氣彈響應(yīng)分析一直是直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)與旋翼動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的難題，采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(CFD)/計(jì)算結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)(CSD)耦合方法能顯著提高直升機(jī)旋翼氣彈響應(yīng)分析的精度，已成為直升機(jī)技術(shù)研究領(lǐng)域的最新熱點(diǎn)。CFD/CSD耦合方法涉及旋翼非定常流場(chǎng)求解、動(dòng)力學(xué)分析以及高效耦合策略等方面，具有十分嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)性。針對(duì)這些困難，本文從旋翼運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格生成出發(fā)，分別發(fā)展了先進(jìn)槳尖旋翼動(dòng)力學(xué)分析方法和旋翼非定
4、常流場(chǎng)及氣動(dòng)特性數(shù)值模擬方法以及高效的流固耦合策略。在彈性旋翼氣彈響應(yīng)CFD/CSD耦合分析的基礎(chǔ)上，開展了先進(jìn)槳尖旋翼氣動(dòng)外形及結(jié)構(gòu)參數(shù)的影響特性分析。具體的研究?jī)?nèi)容如下：第一章，介紹了彈性旋翼流場(chǎng)分析技術(shù)的發(fā)展，分析了國(guó)內(nèi)外在旋翼流場(chǎng)數(shù)值模擬、旋翼動(dòng)力學(xué)分析、旋翼CFD/CSD耦合方法以及新型槳尖旋翼氣動(dòng)外形研究方面的技術(shù)現(xiàn)狀及難點(diǎn)，并指出了采用CFD/CSD耦合分析方法進(jìn)行彈性旋翼非定常流場(chǎng)及氣動(dòng)特性數(shù)值模擬的必要性和重要意義。第二章，基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法，建立了用于旋翼非定常流場(chǎng)分析的網(wǎng)格系統(tǒng)。分別給出了二維旋翼翼型網(wǎng)
5、格、三維旋翼槳葉網(wǎng)格和笛卡爾背景網(wǎng)格的生成方法。為滿足CFD/CSD耦合計(jì)算的需要，提出了基于代數(shù)變換方法的槳葉貼體網(wǎng)格變形策略，并通過(guò)“頂透視圖”方法和InverseMap方法實(shí)現(xiàn)了彈性旋翼嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)內(nèi)高效的貢獻(xiàn)單元搜索和信息插值過(guò)程。第三章，建立了一個(gè)適合于先進(jìn)槳尖旋翼槳葉結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析的有限元方法。根據(jù)Hamilton變分原理和中等變形梁理論，推導(dǎo)了槳葉有限單元的應(yīng)變能、動(dòng)能和外力虛功的變分表達(dá)式，并針對(duì)先進(jìn)后掠槳尖旋翼分析提出了多段轉(zhuǎn)角有限元方法。對(duì)動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行特征值求解以得到槳葉模態(tài)，通過(guò)引入旋翼配平模型和New
6、mark-Beta方法對(duì)前飛旋翼進(jìn)行動(dòng)力學(xué)響應(yīng)求解。在此基礎(chǔ)上，分別對(duì)ADM旋翼、Maryland真空梁和UH-60A旋翼進(jìn)行了模態(tài)計(jì)算驗(yàn)證，同時(shí)對(duì)模型旋翼的氣彈響應(yīng)進(jìn)行分析，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，驗(yàn)證了本文所發(fā)展的動(dòng)力學(xué)分析方法的有效性。第四章，基于RANS/Euler方程發(fā)展了一套適合于旋翼非定常流場(chǎng)數(shù)值模擬的CFD方法。對(duì)控制方程采用有限體積法(FVM)進(jìn)行離散，通量計(jì)算采用Jameson二階中心差分格式，時(shí)間推進(jìn)引入雙時(shí)間步進(jìn)方法，在偽時(shí)間步進(jìn)行Runge-Kutta迭代，槳葉區(qū)域的粘性效應(yīng)通過(guò)B-L湍流模型模擬，并
7、采用Helishape7A旋翼和Caradonna-Tung旋翼驗(yàn)證了本文旋翼非定常流場(chǎng)數(shù)值模擬方法的有效性。第五章，在上述分析方法建立的基礎(chǔ)上，采用CFD/CSD松耦合策略構(gòu)建了一套適合彈性旋翼流場(chǎng)數(shù)值模擬的流場(chǎng)/結(jié)構(gòu)耦合方法。同時(shí)，引入高效的代數(shù)網(wǎng)格變形方法進(jìn)行流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)i萬(wàn)方數(shù)據(jù)基于CFD/CSD方法的后掠槳尖旋翼氣彈響應(yīng)研究間信息的插值傳遞，實(shí)現(xiàn)流固耦合迭代過(guò)程。分別采用SA349/2旋翼和UH-60A旋翼對(duì)所建立的旋翼CFD/CSD耦合策略進(jìn)行了驗(yàn)證，并針對(duì)具有后掠槳尖外形的UH-60A旋翼開展了槳尖氣動(dòng)外形參數(shù)化研
8、究，分析了槳尖后掠角度對(duì)旋翼氣彈特性的影響，得到后掠槳尖彈性旋翼有助于改善槳尖區(qū)域壓強(qiáng)分布等的新結(jié)論。第六章，運(yùn)用本文所建立的旋翼CFD/CSD耦合方法分析了結(jié)構(gòu)參數(shù)變化對(duì)旋翼氣彈響應(yīng)的影響特性。通過(guò)改變UH-60A后掠槳尖旋翼的槳葉扭轉(zhuǎn)剛度和揮舞剛度，研究了旋翼氣彈特性隨結(jié)
