弹性旋翼桨叶动态失速紧耦合计算的响应边界理论研究

Aeroelastic response analysis of rotor dynamic stall is usually based on 2D-oscallting-airfoil semi-experimental aerodynamic models or improved models considering limited span effects. However, the calculation accuracy ,especially the computational efficiency is not enough to meet the design requirements. The research trend in recent years indicates that modeling based on real or close to rotor blade motion and structure deformation is really necessary. Both of the two key directions in this field, wind tunnel tests of real rotor blade model and CFD/CSD method, attempt to find out the true mechanism of rotor blade dynamic stall to construct effective prediction theory. Nevertheless, there still exist many insurmountable obstacles. Based on others' researches and construction of necessary test of mechanism,this report will establish the boundary response theory by the research on the mechanism of aeroelastic coupling to open out the interactive disciplinarian between transiant movement/reflection of rotor blade and the flow around blade. We try to present a new physical model and mathematical model for aeroelastic response of blade on dynamic stall,and further construct a computing method for aeroelastic response coupled tightly which is different from the others such as CFD/CSD etc., and the method should have more advantages in efficiency and accuracy. It will promote the development of the design theory of rotor dynamics,and provide an effective theoretical tool for practical design.Due to the limit of difficulty and time,this report will lay stress on the the research of two dimensional theory and method,and the foundation for three dimensional research.

旋翼动态失速下的气弹响应分析一直是基于二维振荡翼型的半经验模型或计入有限翼展效应的改进模型来进行的，但计算精准度尤其计算效率还不足以满足设计要求。近年研究趋势表明基于对贴近或真实桨叶的流场特性分析来构建动态失速模型十分必要。目前人们在两个重点方向上努力：真实旋翼模型风洞试验和CFD/CSD计算方法的研究，希望获得更完整的动态失速机理从而得到有效的预测理论，但仍存在相当大的障碍。本申请基于前人研究成果及搭建必要的机理实验，通过气弹耦合机理研究，揭示桨叶的瞬时运动和变形与绕桨叶的流场间相互作用的规律，建立边界响应理论。试图给出全新的桨叶动态失速气弹响应物理及数学模型，进而构建出不同于CFD/CSD等方法的紧耦合气弹响应计算方法，且在效率、精度上应更具优势，以推进旋翼系统动力学设计理论的发展，并为实际设计提供有效的理论工具。基于难度与时间限制,本申请重点研究二维理论和方法,并为三维打下基础。

针对动态失速下旋翼气弹耦合响应预测的瓶颈问题，立足于对动态失速下翼型振荡运动与流场间的耦合机理的深入研究，以构建更为准确高效的紧耦合计算方法为重点，开展了大量的理论、数值分析和实验研究，取得了以下预期成果：.1、 综合对多种理论和方法的分析比较，通过数值模拟和实验对动态失速下翼型运动与流场如前缘涡和再附着过程等对气动力特性影响的机理性研究，建立了更为准确且适合紧耦合分析的动态失速气动力模型。计入翼尖下洗影响后建立了初步的三维气动力模型，同时开发了可精确捕获涡系的三维旋翼流场高精度计算方法。为构建高效准确的气弹紧耦合响应计算方法给予了有效的支撑，也为相关非定常空气动力学计算提供了更为准确的模型和方法。.2、 攻克若干关键技术，研制了翼型俯仰振荡气弹实验装置和俯仰／浮沉气弹耦合振荡全新实验系统。因其更贴合于柔性桨叶在周期变距操纵下挥舞扭转弹性响应与气动力也即流场的非定常、非线性复杂耦合本质，因而所建立的实验系统有助于获得更符合实际的耦合机理和物理模型，为开展旋翼动态失速气弹耦合响应实验研究提供了一种新思路和新方法。同时研制了用于初步研究三维动态失速的简易俯仰振荡实验装置。.3、 利用综合改进的气动力模型并结合全新推导的动力学模型构建了更为准确高效的紧耦合二维气弹耦合动力学计算方法，开展了大量的规律性研究。改变自然和驱动频率之比，发现了亚谐波共振等新现象，并从机理上进行了阐释。变马赫数研究观察到亚谐波共振运动向周期运动的转化和周期运动向准周期运动的演化。在两自由度浮沉-俯仰耦合气弹响应研究中，也存在类似现象，还发现了耦合程度变化会影响气弹响应倍周期分岔进入混沌的途径。同时实验研究不仅验证了气动力以及动力学模型的准确性，也证实了以上数值模拟所发现的亚谐共振现象。这些现象的发现不仅加深了对动态失速下气弹耦合响应规律的认知，也对动态失速抑制和相关系统的气弹耦合振动控制具有重要的指导意义和参考价值。