直升機(jī)作為20世紀(jì)航空技術(shù)領(lǐng)域極具特色的創(chuàng)造之一，極大地拓展了飛行器的應(yīng)用范圍。直升機(jī)是典型的軍民兩用產(chǎn)品，可以廣泛地應(yīng)用于運(yùn)輸、巡邏、救護(hù)等多個領(lǐng)域。旋翼是直升機(jī)的關(guān)鍵部件，為直升機(jī)的飛行提供所需的升力、推進(jìn)力和操縱力。

旋翼的氣動特性直接決定了直升機(jī)的性能、飛行品質(zhì)、噪聲輻射和振動特性等，因而旋翼空氣動力學(xué)是直升機(jī)設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)之一。由于旋翼的風(fēng)洞實驗技術(shù)復(fù)雜、費(fèi)用昂貴，旋翼計算流體力學(xué)越來越受到學(xué)術(shù)界和工業(yè)界的重視。

另外，旋翼計算流體力學(xué)可以在旋翼的外形優(yōu)化方面發(fā)揮無可替代的作用。到目前為止，旋翼計算流體力學(xué)仍然是計算流體力學(xué)領(lǐng)域的前沿問題，也是直升機(jī)工業(yè)界急需解決的關(guān)鍵技術(shù)問題。美國空軍甚至將旋翼空氣動力學(xué)的研究列為21世紀(jì)美國空軍的7個空氣動力學(xué)重點研究方向之一。

直升機(jī)旋翼空氣動力學(xué)特性

與固定翼相比，旋翼空氣動力學(xué)的復(fù)雜性（如圖1所示）主要包括：

1. 旋翼所產(chǎn)生的尾渦結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，始終在旋翼下方附近，主宰著整個流場，嚴(yán)重地改變了槳葉的有效迎角，從而影響旋翼的氣動性能；

2. 直升機(jī)在低速下降過程中，前行槳葉產(chǎn)生的槳尖渦會與后行槳葉產(chǎn)生葉渦干擾(Blade-Vortex Interaction, BVI) 現(xiàn)象；

3. 前飛狀態(tài)下，前行槳葉的相對速度較大，而后行槳葉的相對速度較小，后行槳葉為了獲得足夠的升力，必須工作在大迎角狀態(tài)，這樣很容易產(chǎn)生大分離流動，甚至動態(tài)失速；

4. 前行槳葉的相對速度較大，靠近槳尖區(qū)一般都會有激波產(chǎn)生，激波較強(qiáng)時會產(chǎn)生激波-附面層的干擾現(xiàn)象，并誘導(dǎo)邊界層發(fā)生分離；

5. 旋翼流場高低速并存，在跨音速態(tài)下，槳尖有激波產(chǎn)生，槳轂區(qū)為不可壓區(qū)。旋翼流動的這些復(fù)雜特征給旋翼流場的數(shù)值模擬帶來了很大的困難。

常見的研究方法

近幾十年來，隨著計算流體力學(xué) (ComputationalFluid Dynamics, CFD) 的發(fā)展和廣泛應(yīng)用，旋翼CFD也經(jīng)歷了快速發(fā)展。縱觀旋翼CFD的發(fā)展歷程，控制方程經(jīng)歷了小擾動速勢方程、全速勢方程、Euler和Navier-Stokes (NS) 方程四個發(fā)展階段。

目前，基于Euler和NS方程旋翼流場的數(shù)值模擬成了當(dāng)前旋翼CFD的主要研究手段。與Euler方程相比，NS方程更加精確地描述了渦的形成和輸運(yùn)特性，對流場的描述更加精確。然而以渦為主導(dǎo)的旋翼流場若采用NS方程進(jìn)行模擬，通常需要巨大的計算網(wǎng)格數(shù)量和較長的計算周期，導(dǎo)致旋翼流場的計算效率低下，成為制約旋翼CFD工業(yè)應(yīng)用的一個瓶頸。

湍流問題至今仍然是困擾整個流體力學(xué)界的一個難題，湍流的基本機(jī)理至今還沒有完全弄清，這就決定了各種湍流研究方法必然有各自的局限性。

湍流的數(shù)值模擬大致可分為三類：

• 直接數(shù)值模擬 (Direct Numerical Simulation, DNS)

• 大渦模擬 (Large Eddy Simulation, LES)

• 求解雷諾平均NS(Reynolds-Averaged Navier-Stokes, RANS) 方程。

鑒于前兩種方法需要極大的計算機(jī)資源以及方法本身的問題，目前還無法適用于高雷諾數(shù)工程問題的模擬，因而求解RANS方程自然成為工程實際中的最佳方法。

近幾年來，西方學(xué)者發(fā)展了高階間斷伽遼金方法，該方法的RANS求解雖然得到了西方學(xué)者的重視，也取得了一些研究成果，但是由于湍流模型本身存在的魯棒性問題，目前很難直接應(yīng)用到直升機(jī)旋翼流場的數(shù)值模擬中。

但是我認(rèn)為我們可以采用隱式大渦模擬的方法來進(jìn)行諸如直升機(jī)旋翼如此復(fù)雜流場的數(shù)值模擬，或者采用RANS和ILES相結(jié)合的方法進(jìn)行計算。即邊界層內(nèi)部采用RANS，外層采用ILES方法。這雖然是一種折衷的方法但是卻具有更高的穩(wěn)定性。

直升機(jī)旋翼CFD的計算網(wǎng)格

目前直升機(jī)旋翼CFD采用的網(wǎng)格仍然是多塊重疊網(wǎng)格，但是以美國為代表的西方發(fā)達(dá)國家采用的是非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格，我國國內(nèi)仍然以結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格為主。西方發(fā)達(dá)國家同時開發(fā)了自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)。自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)在直升機(jī)旋翼的數(shù)值模擬中目前是一種發(fā)展趨勢，但國內(nèi)還比較少見。以高精度算法為基礎(chǔ)的高階曲線網(wǎng)格也是直升機(jī)空氣動力學(xué)研究的空缺。